Abstract FR:

Nous présentons dans ce mémoire de thèse une méthodologie pour déterminer les lois de pilotage d'un engin cruciforme. Elle repose sur des techniques de commande non linéaire, fondées sur les méthodes de découplage et de linéarisation par retour d'état statique. Nous montrons que l'application directe des techniques de découplage au modèle obtenu par écriture des équations de la mécanique du vol, conduit à un système en boucle fermée toujours instable, quelle que soit la loi de découplage. Nous proposons d'utiliser un modèle de pilotage simplifié, en négligeant la position des gouvernes dans l'expression des forces aérodynamiques. Le système obtenu ainsi est stable en boucle fermée, mais la loi de commande calculée est trop complexe pour permettre une application pratique. Dans une deuxième étape, au lieu de simplifier a posteriori la loi de commande obtenue précédemment, nous proposons de reprendre la synthèse en tenant compte des propriétés dynamiques du système. Il peut être ainsi décomposé en deux sous-systèmes en cascade à échelles de temps différentes. Les simulations montrent le bon comportement de la boucle interne de découplage ainsi obtenue, mais aussi sa mauvaise robustesse. Ce problème est résolu en faisant figurer un retour intégral dans les chaines d'accélération. Cette étude montre que les techniques de commande non linéaire permettent d'améliorer le comportement de l'engin dans les situations critiques. Par contre, cette homogénéisation des performances entraine une grande sensibilité à certains paramètres de modélisation.