Elaboration des lois de commande dédiées au guidage d'un avion souple

Abstract

La tendance de l'amélioration des performances au moyen des techniques d'asservissement Fly-by-Wire tend a augmenter en fréquence de la bande passante du contrôleur, alors que la dynamique flexible des avions de transport civil tend a être de plus en plus basse fréquence. Ainsi, ces deux tendances introduisent un risque d'interaction entre le contrôleur et la dynamique flexible. Cette interaction peut rendre le système dynamique en boucle ferme instable (phénomène de Spillover) si le concepteur n'en tient pas compte dans son design. La présente thèse à pour objectif d'élaborer des lois de commande robustes et performantes afin qu'elles soient utilisables pour un avion de transport dont la dynamique flexible n'est pas négligeable. L'élaboration de lois de commande s'effectue à partir des modèles qui ne sont que des approximations de la réalité. Particulièrement, en aéronautique civile, la flexibilité de la structure des avions a été négligée pendant de nombreuses années, et ce sont les modèles rigides qui ont été traditionnellement utilises pour la conception des lois de commande. Cette approche purement rigide est en train de disparaître parce qu'elle génère le phénomène d’instabilité aéroélastique. En effet, du point de vue économique, les avions seront de plus grande envergure avec l'utilisation de matériaux composites plus légers, ce qui entraîne une augmentation de la flexibilité de la structure et a un impact sur le couplage aéroélastique entre la mécanique de vol et la dynamique de structure, particulièrement à haute vitesse. Un autre point de vue qui représente les besoins de l'industrie aéronautique correspond au fait que pour augmenter les performances de manœuvrabilité d'appareil, les constructeurs envisagent de remplacer les lois de commande classiques de type pilote-in-the-loop dans la boucle de contrôle par une technologie purement électrique (F.B.W). Cependant, la technique F.B.W augmente la bande passante du contrôleur qui peut rendre celui-ci sensible aux premiers modes flexibles (ceux de plus basses fréquences), alors qu'ils ne l'étaient pas pour un contrôle pilote-in-the-loop. C'est pourquoi le risque de Spillover est augmente si ces modes ne sont pas modélisés et pris en compte durant la conception du contrôleur. En résumé, que ce soit la conception de la structure de l'avion qui amène des modes flexibles aux basses fréquences, ou soit l'amélioration par F.B.W des 2 performances du contrôleur qui augmente sa bande passante vers de plus hautes fréquences, il semble nécessaire de prendre en compte le phénomène aéroservoélastique. Ainsi, les constructeurs d'avions ont besoin que soient développes des outils permettant de s'assurer que leurs avions ne sont pas affectes par ces problèmes. Cependant, si les avions peuvent être affectes, il faut des outils permettant de concevoir des lois de commande robustes prenant en compte les modes flexibles. Après une recherche bibliographique sur la modélisation de la dynamique de vol de l'avion flexible et les méthodes de commande dédiées a ce type de système très complexe, nous avons trace deux champs d'investigation permettant des contributions dans ce cadre de recherche : Le première champ est consacre à l'élaboration et la mise en oeuvre des lois de commande appliquées à une section d'aile pour un avion flexible afin de supprimer les problèmes d'instabilité aéroélastique qui peuvent avoir des conséquences graves conduisant a la destruction de l'avion ou un de ses éléments (actionneur ou surface de commande par exemple). Une première étude est consacrée à un modèle aéroélastique linéaire type TAMU Wing II de l'université de Texas avec deux surfaces de contrôle. Des incertitudes paramétriques liées à la structure et à l'aérodynamique quasi stationnaire sont intégrées dans le modèle nominal. Les commandes LQR et PRLQR ont été synthétisées pour les deux modèles nominal et augmente. Ensuite, le modèle aéroélastique non linéaire TAMU Wing II a été considéré dans la synthèse d'une loi de commande robuste non linéaire par régime glissant. Les trois méthodes de commande ont été appliquées avec succès pour retarder la vitesse de flottement et augmenter l'amortissement rapide des modes d'oscillation malgré la présence de turbulence. Le deuxième champ a été consacré à la modélisation et l'étude du modèle flexible de l'avion en boucle ouverte et fermée. Vu la confidentialité des données lies aux paramètres avion flexible, un modèle numérique disponible dans la littérature a été utilisé. Ce dernier considère la dynamique longitudinale avec un mode rigide (short period), cinq modes flexibles et deux surfaces de contrôle (gouverne de profondeur et canard). L'objectif de la validation en simulation est l'étude de la réduction de l'effet des modes flexibles et de perturbation atmosphérique 3 (turbulence) sur l'accélération que subi l'avion en utilisant des lois de commande optimale et robuste. Les lois de commande synthétisées, pour ce cas, sont : la commande linéaire quadratique gaussienne LQG, la commande H2 et H ‡. Les résultats de la validation de ces lois de commande en simulation en boucle ferme montrent l'élimination presque totale de l'accélération en comparant avec celle en boucle ouverte. Pour l'étude de la robustesse des lois de commande, nous avons envisage d'augmenter le modèle par des incertitudes non structurées fréquentielles. Ensuite, une commande ƒÊ-analysis a été synthétisée en utilisant l'algorithme D-K itération. Apres le calcul des normes fréquentielles et la conduite de la validation en simulation de ces lois de commande en boucle fermée, on a constate la dégradation de la robustesse du contrôleur H ‡ alors que pour la commande ƒÊ-analysis, la robustesse est améliorée avec l'utilisation de la méthode D-K itération. Par la suite, la commande LQR et la commande non linéaire optimale par mode glissant ont été utilisées pour commander en poursuite la vitesse de tangage. Un excellent résultat est obtenu par cette dernière commande, avec une très forte robustesse.