Commande non linéaire en présence de modes souples, applications aérospatiales

• Main Author: Duraffourg, Elodie
• Other Authors: Toulouse, ISAE
• Language: fr
• Published: 2014
• Subjects: Commande non linéaire; Backstepping; Modes souples; Observateurs; Sous actionnement; Amortissement; Aérospatial; Nonlinear control; Bending modes; Observers; Underactuation; Damping; Aerospace; 629.8
• Online Access: http://www.theses.fr/2014ESAE0048/document

En aérospatial, les contraintes de masse ont conduit à utiliser des structures plus légères et par conséquent plus souples, induisant de nouveaux objectifs de commande, comme la réduction des efforts structuraux. Pour satisfaire ces objectifs, les modes de flexion doivent être considérés dès la synthèse de la loi de commande, ce qui entraîne certaines contraintes comme les non linéarités, le sous actionnement et l’altération des mesures par les modes souples. En considérant ces contraintes, cette thèse traite de la synthèse d’une méthode de commande non linéaire pour les systèmes aérospatiaux souples. Nous nous intéressons particulièrement au problème d’atténuation des oscillations provoquées par les modes souples. Pour cela, nous définissons une classe de système non linéaire, sous actionnée et à minimum de phase, représentative des systèmes aérospatiaux souples. Pour cette classe de système, nous proposons une loi de commande non linéaire synthétisée par retour d’état en utilisant des changements de variables et la technique du backstepping. La synthèse est effectuée de façon à améliorer le régime transitoire des modes souples. Les états souples n’étant pas mesurés, le problème du retour de sortie est également traité par l’intermédiaire d’observateurs adaptatifs (à temps fini et asymptotique). Des incertitudes sur la pulsation et l’amortissement des modes souples sont en particulier considérées. La méthode proposée est illustrée par des simulations numériques réalisées sur un lanceur et un avion hypersonique. === Due to mass constraints aerospace systems tend to have lightweight and flexible structures leading to new control objectives such as structural load reduction. To fulfil these objectives, flexible modes must be considered from the design of the controller, requiring to consider some constraints such as nonlinearities, underactuation, or measurement corruption terms. Consider these constraints, this thesis treats the design of a nonlinear control method for flexible aerospace systems. We particularly focus on the problem of reducing oscillations caused by the bending modes. To do that, we define a class of nonlinear system which is both underactuated and minimum phase and that represents flexible aerospace systems. Consider this class, we propose a nonlinear full-state controller based on changes of coordinates and the backstepping technique. The control design is carried out to enhance the transient of the flexible modes. Flexiblestates being not measured, the output-feedback problem is also treated through adaptive observers (finite-time and asymptotic). Uncertainties of natural damping and frequency of the bending modes are particularly considered. The proposed method is illustrated by numerical simulations performed on a space launch vehicle and an hypersonic aircraft.