Dans le cadre de la recherche doctorale, une méthode complète sera établie pour la conception aérodynamique de drone de longue endurance à décollage et atterrissage vertical (DAV). Les technologies critiques seront identifiées et simulées par les modèles d’ordre réduit afin de construire une méthode d'ingénierie rapide. En vue de maximiser la performance de drones convertibles de longue endurance, les technologies critiques incluent: 1) l'intégration du moteur et du fuselage; 2) les effets aérodynamiques en contrôle de vol; 3) l’optimisation aérodynamique globale au niveau du système. Les méthodes de calcul de chaque problème seront développées sur la base des théories contemporaines. La solution sera validée avec des simulations numériques haute fidélité telles que l’URANS ou la méthode de Boltzmann sur réseau. Les essais des composants ou de la configuration complète seront également effectués en utilisant une soufflerie bas Reynolds à l'ISAE. Des études sur l'intégration de la propulsion et du fuselage seront menées au cours de la première année. En vol de transition, la performance de l'hélice en incidence est très différente de celle du vol axial et la présence rapprochée des ailes change également la portance et la traînée. Par conséquent, un modèle d’ordre réduit pour l'hélice en incidence élevée sera développé sur la base de la méthode BEMT de Leishman [1]. Le sillage incliné de l'hélice sera modélisé en modifiant une méthode conventionnelle telle que Selig [2]. Le modèle d'hélice sera combiné avec une analyse d'interaction hélice-voilure basée sur Veldhuis [3] pour étudier les paramètres critiques pendant le vol de transition. Les forces et les moments aérodynamiques statiques et dynamiques générés par les surfaces de contrôle sont essentiels pour un contrôle robuste pendant le vol de transition et, par conséquent, une étude de configuration sera effectuée en comparant des configurations potentielles de drone convertible avec différentes dispositions d'hélice et des dispositions de surface de contrôle de vol. Sur la base des études de McCormick [4] et de Phillips [5], une étude détaillée des caractéristiques du moment aérodynamique longitudinal et latéral de différentes configurations sera effectuée avant l'été 2019 pour la phase de transition. La phase finale de la thèse sera consacrée à l'intégration de divers modèles d'ordre réduit, tel que l'intégration de propulsion, l'analyse de contrôle de vol et l'analyse classique de performance de croisière, pour former une plateforme pour l'optimisation aérodynamique globale et aider à concevoir des drones convertibles de longue endurance. La méthode sera démontrée par une analyse sur un prototype conforme aux spécifications de Delair Tech. Grâce à la collaboration avec l’ENAC, un prototype sera fabriqué pour démontrer les technologies développées. La conception du prototype intégrera la loi de contrôle de vol mise en œuvre par la plateforme de pilote automatique Paparazzi. Les données des essais en vol obtenues confirmeront la méthodologie en milieu opérationnel. La méthodologie de conception aérodynamique sera disponible sous la forme d'un programme informatique open source ainsi que d'un manuscrit publié. Refs: [1] Leishman, Gordon J. Principles of helicopter aerodynamics with CD extra. Cambridge university press, 2006. [2] Selig, Michael S. 'Modeling propeller aerodynamics and slipstream effects on small UAVs in realtime.' AIAA Paper 7938 (2010). [3] Veldhuis, L. M., “Review of Propeller Wing Aerodynamic Interference,” ICAS 2004, 24th international congress of the aeronautical sciences, 2004. [4] McCormick, Barnes Warnock. Aerodynamics, aeronautics, and flight mechanics. Vol. 2. New York: Wiley, 1995. [5] Phillips, Warren F. Mechanics of flight. John Wiley & Sons, 2004.

L’augmentation du trafic aérien au cours des dernières décennies et ses prévisions constituent un défi majeur pour arriver à une croissance neutre en carbone. Pour atteindre cet objectif sociétal, il est nécessaire de définir, en rupture avec les configurations actuelles, des concepts d’avion de transport intégrant de nouvelles technologies avec au final un impact minimal sur l’environnement. Ces futurs véhicules aériens reposent entre autres sur diverses interactions entre systèmes, disciplines et composants. Aussi, ces travaux de recherche se focalisent sur le développement d’une méthodologie dédiée à l’exploration et à l’évaluation des performances de configurations non conventionnelles utilisant des concepts de propulsion innovants. Le cas d’utilisation à considérer est l’optimisation au niveau conceptuel d’une aile volante à propulsion électrique distribuée, un concept prometteur combinant des performances aérodynamiques élevées et les avantages de la propulsion électrique.Le processus d’optimisation qui se base sur FAST, l’outil de dimensionnement avionISAE-SUPAERO/ONERA, a été mis en oeuvre dans OpenMDAO, l’environnement d’analyse et d’optimisation multidisciplinaire Open Source de la NASA. Avec l’idée d’une complexité croissante de l’analyse de conception multidisciplinaire et d’une meilleure identification des différents effets, les deux éléments innovants ont été étudiés séparément. Premièrement, le processus classique a été révisé pour tenir compte des systèmes de propulsion hybride. Deuxièmement, une méthode a été appliquée pour estimer le dimensionnement d’une cellule avion radicalement innovante. Enfin, un processus de conception intégrant ces deux aspects inédits a été mis au point pour étudier un concept d’aile volante à propulsion électrique distribuée.En ce qui concerne le processus de conception, les résultats montrent que l’utilisation de gradients dans la procédure d’optimisation réduit les temps de calcul par rapport à une méthode sans gradient d’environ 70%. Ce gain en temps est un avantage important au niveau du processus avant-projet qui facilite les tâches du concepteur. Pour les performances au niveau avion, les résultats ont été comparés à ceux obtenus pour un avion de type A320 classique, fondés sur les mêmes exigences de haut niveau et le même horizon technologique. Globalement, le concept de propulsion électrique hybride est intéressant car il permet des opérations à proximité du sol (atterrissage, décollage) sans émission et d’économiser du carburant pour les missions situées en dessous d’une certaine distance franchissable. Cette limitation est associée à la présence de batteries : elles introduisent en effet une pénalité de masse significative qui ne peut être annulée par les avantages de l’électrification pour de longues distances. Des simulations supplémentaires indiquent qu’un concept d’aile volante fondé sur une architecture uniquement turbo-électrique consomme toujours moins de carburant que l’avion de référence dans les limites des hypothèses prises en compte.

Le Dynamic Soaring est une technique de vol qui extrait l'énergie du vent par des manoeuvres particulières. Il est directement inspiré par le vol des albatros, qui parviennent à se maintenir en vol sans battre des ailes sur des centaines de kilomètres. Les types de manoeuvres nécessaires ainsi que les dimensions de l'oiseau suggèrent un potentiel de transposer le Dynamic Soaring aux véhicules de faibles dimensions. Cette thèse étudie la faisabilité d'exploiter le Dynamic Soaring dans le but de longue endurance vol autonome. Modèles et simulations sont menées afin de dériver une trajectoire qui maintienne le véhicule en vol sans apport d'énergie interne et d'étudier la physique de ce vol particulier,. Ensuite, la recherche se concentre sur l'influence des variables d'environnement et du cap de vol sur les sur les performances par Dynamic Soaring.

Cette thèse se situe dans la continuité de la collaboration entre le CNES et l’ONERA DCSD sur le pilotage des lanceurs et concerne plus particulièrement le développement de méthodologies propres au pilotage des lanceurs réutilisables (RLV), en particulier dans leur phase de rentrée atmosphérique. Une première étape concerne la modélisation du lanceur adaptée au pilotage en phase de rentrée. Cette étape doit s'appuyer sur l'analyse des besoins, spécificités et objectifs de la commande en phase de rentrée d'un RLV et déboucher sur un modèle générique de complexité compatible avec le développement de lois de pilotage. Cette étape de modélisation répond aux questions telles que l'importance et la localisation des non-linéarités, des incertitudes sur les paramètres lanceur et atmosphériques, du domaine de variation des paramètres au cours du vol et de l'importance des couplages entre les 3 axes. La seconde partie de la thèse, qui constitue la contribution principale de ces travaux, porte sur le développement de méthodologies adaptées au pilotage de cette phase du vol du lanceur. Cette méthodologie s'appuie notamment sur des problèmes de synthèse Hinfini par sensibilité en accélération (Hinfini-SOTAS). Ces formes standard SOTAS sont des solutions du problème inverse Hinfini associé à un système du second ordre généralisé et à un contrôleur par placement de structures propres découplant. Diverses extensions de ces formes standards sont proposées afin de permettre la prise en compte de critères additionnels pendant la synthèse. La méthodologie proposée et ses propriétés sont illustrées par des exemples académiques et de la dynamique latérale d'un avion de transport. Elle est finalement validée par l'application à un véhicule de rentrée atmosphérique réalisée au cours de la thèse.

La détermination de la position de la transition laminaire/turbulent est un enjeu majeur de l'aérodynamique moderne. De nombreuses expériences ont montré qu'au sein de couches limites soumises à de fortes perturbations extérieures, le scénario classique de transition par ondes de Tollmien-Schlichting n'est plus valide. Dans de telles conditions, les perturbations prennent la forme de modes de Klebanoff plus communément appelés stries. Ces stries peuvent être amplifiées de façon transitoire et déclencher une transition prématurée, dite Bypass, signifiant que la transition naturelle a été court-circuitée. Le problème est qu'à l'heure actuelle, il n'existe pas de modèle permettant de prévoir cette transition Bypass. L'objectif de cette thèse est de proposer un critère de transition lorsque l'étude du mode de Tollmien-Schlichting ne fournit plus de renseignements pertinents. La première étape a consisté à déterminer les caractéristiques des stries les plus amplifiées dans une couche limite bidimensionnelle compressible ; bien que cette approche fournisse des résultats cruciaux, les stries ainsi calculées correspondent à un état optimum qui peut se révéler très éloigné de l'état physique obtenu expérimentalement. L'étape suivante a donc consisté à mettre en place un modèle, s'appuyant sur la théorie des perturbations optimales, permettant de prévoir la transition Bypass au sein de couches limites soumises à un environnement extérieur fortement perturbé. L'application du modèle à des couches limites soumises à une forte turbulence extérieure ou se développant sur des parois rugueuses a fournit des résultats pertinents aux regards des valeurs expérimentales existantes.

Les surfaces de contrôle de la voilure (ailerons et spoilers) permettent d'assurer la manœuvrabilité et le contrôle d'un avion dans tout son domaine de vol. Cette thèse s'inscrit dans une démarche d'amélioration de la modélisation aérodynamique de ces surfaces, afin de permettre une optimisation plus fine de la configuration avion. Plus précisément, l'objectif est l'élaboration d'une méthodologie reposant sur différents outils (CFD RANS et CFD rapide principalement) permettant d'améliorer, en terme de précision et de coût, l'estimation des efficacités des ailerons et des spoilers, dans toute l'enveloppe de vol et à chaque étape du développement. L'apport des progrès réalisés par l'utilisation de cette nouvelle méthodologie a ainsi été évalué dans une optique de production de Données Aérodynamiques, essentielles dans le processus de dimensionnement pluridisciplinaire de l'avion.

Afin d'améliorer les performances et l'efficacité des avions civils, les développements actuels sont toujours plus orientés vers la réduction de la stabilité naturelle en combinaison avec un système de stabilisation automatique. Ceci permet de réduire de façon significative la traînée de l'avion en minimisant les surfaces stabilisatrices ou de voler avec des centrages plus avantageux. Deux objectifs principaux définissent l'orientation de cette thèse. En première partie, on propose un ensemble de méthodes et d'outils pour évaluer l'impact d'une réduction de la stabilité naturelle de l'avion. Dans le cadre des critères de certification, nous examinons les paramètres qui jouent simultanément sur une augmentation de l'efficacité et une réduction de la stabilité, notamment la surface de la dérive et le centrage. En faisant cette évaluation dans le contexte d'avant-projet, nous aboutissons à des recommandations pour la conception de l'avion. La deuxième partie traite de la synthèse d'un correcteur robuste de type back-up. On utilise une technique de synthèse polytopique qui garantit les qualités de vol nécessaires sur une large plage de centrages. Cette approche multi-objectif a pour but de limiter l'activité des actionneurs (critère Hinf) ainsi que de maximiser la positivité du système en boucle fermée pour garantir la stabilité en présence des saturations. Nous calculons les domaines d'attraction correspondants et proposons de synthétiser un correcteur de type anti-windup pour améliorer la performance du système saturé. Finalement, une dernière partie traite des gains que l'on peut attendre avec les concepts d'avion à stabilité réduite. Sous quelques hypothèses, nous estimons les gains en masse, traînée et consommation de carburant pour démontrer l'intérêt des outils développés et de l'approche choisie.

Les micro-drones ont été développés depuis 1997 pour des missions militaires de renseignement. Ils peuvent également être utilisés pour des applications civiles de reconnaissance en milieu contaminé ou difficile d'accès. Les micro-drones ont une dimension maximale typique de 15 à 20 cm, un rayon d'action de 500 m, une endurance de 30 min, ils sont compacts, autonomes et portables par un seul opérateur. En raison de leur charge alaire relativement élevée (due aux divers composants électroniques et d'une contrainte de taille sévère, il est d'usage de recourir à des ailes d'allongement faible (allongement de 1.4 à 1.8) afin de maximiser la surface de l'aile. Par conséquent, les micro-drones monoplans volent à des vitesses supérieures à 15 m/s d'où la difficulté à obtenir des images claires et à évoluer en milieu confiné. La présente étude expérimentale et théorique a pour but d'améliorer les performances aérodynamiques des configurations de micro-drones à voilure fixe et d'étendre leur capacité de vol aux basses vitesses. Le concept biplan est proposé pour réduire la traînée induite et permette le vol lent. L'interaction aéro-propulsive et de la souplesse de la voilure sont étudiés dans une soufflerie spécifique permettant de reproduire des rafales de vent longitudinales. Une nouvelle balance de précision à 5 composantes a été conçue et réalisée. Enfin, un nouveau prototype de micro-drone de type biplan bimoteur a été testé avec succès pour permettre des vitesses de vol allant de 4 à 18 m/s.

L'estimation précise des caractéristiques d’un système dynamique est fortement dépendante de la qualité des données utilisées pour l'identifier. Celles-ci sont généralement obtenues à partir de multiples essais réalisés sur le système réel par application d’une ou de plusieurs excitations. Dès lors, le choix des signaux d’entrée apparaît essentiel pour pouvoir extraire des mesures les caractéristiques du système. Pour des systèmes où la réalisation d’expériences peut s’avérer coûteuse, la conception d’entrées optimales représente une démarche potentiellement efficace pour obtenir des données d'essai permettant d’identifier précisément le système à partir d’un nombre réduit d’expériences. Dans la pratique, cette étape intervient en amont du processus d’identification. Le caractère souvent fortement non linéaire du critère, la dimension du problème ainsi que la nécessité de prendre en compte des contraintes pratiques de réalisation rendent la résolution de ce problème particulièrement difficile. Ceci a conduit au développement d’une méthodologie originale à base d’algorithmes génétiques permettant de traiter le problème dans toute sa globalité. Cette nouvelle approche a été appliquée à la conception de protocoles d’essais en vol pour l’identification des coefficients aérodynamiques latéraux d’un aéronef avec le double objectif d’améliorer la précision des estimations actuelles et de réduire la durée totale des essais en vol tout en respectant les limitations des actionneurs et les contraintes de sécurité (efforts structuraux). Différentes structures de protocoles, résultant d’une large variété d’options d'optimisation possibles (mono-gouverne/multi-gouvernes, mono-essai/multi-essais, boucle ouverte/boucle fermée) ont ainsi pu être évaluées et comparées. Ces travaux ont mis en évidence l'intérêt des enchaînements de braquage pour l'estimation des efficacités gouverne ainsi que l'apport des essais boucle fermée pour décorréler certains effets aérodynamiques.

La prédiction des forces aérodynamiques et des moments de charnière induit par le déploiement des ailerons et des spoilers est un point crucial dans le processus global de dimensionnement d’un avion avec un fort impact sur son poids final. Ce travail de thèse propose d’évaluer la capacité des méthodes numériques basées sur les équations RANS à prédire ces effets de braquages de surfaces mobiles. Il s’appuie pour cela sur deux études. La première vise à caractériser le comportement d’un profil supercritique équipé d’un aileron ou d’un spoiler. Une campagne d’essai en soufflerie est ainsi menée afin de constituer une base de validation à des simulations numériques tridimensionnelles incluant les parois de la veine de soufflerie. La deuxième étude a pour but d’appliquer la CFD sur des configurations industrielles représentant un fuselage/voilure équipée d’une gouverne braquée afm de mettre en place un processus susceptible d’être intégré dans le processus de développement d’un avion. Dans ce cadre, les méthodes Chimère et Patched Grid sont mises en œuvre pour faciliter le processus de maillage. De même, une méthode de déformation de maillage est développée afin de simuler aisément plusieurs braquages d’aileron.