Caractérisation aérodynamique et modélisation du HoverEye 

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Les rotors à réaction

Dans cette configuration, le rotor principal n’est pas entraîné par la force mécanique d’une turbine, mais par la réaction produite par l’éjection d’air comprimé en bout de pales, de la même manière qu’un arroseur automatique est mis en rotation par l’éjection de l’eau à son extrémité. Ce procédé, qui n’induit pas l’effet de couple dû à la force exercée sur le rotor, permet de ne pas utiliser de rotor anticouple. On a mis en évidence sur la figure 1.7 la prise d’air issue de la turbine qui alimente les pales en air comprimé à la base du rotor. Le contrôle de direction se fait à l’aide du flux résiduel de la turbine sur la gouverne verticale mobile. Les pertes en charges au niveau des pales (diminution importante de la pression entre le pied de la pale et son extrémité) limitent grandement l’efficacité de ce genre de configuration et c’est la raison qui a fait abandonner le principe à la fin des années 50. Pourtant, la technologie est prometteuse, puisque la suppression du couple de réaction est réalisée sans alourdissement de la cellule de vol par un rotor de queue, ou la mise en place d’un rotor contrarotatif.

Les convertibles

Lorsqu’un hélicoptère se déplace en vol de translation, la pale avançante perçoit un vent relatif plus élevé, résultant de la composition de la vitesse de rotation et de la vitesse d’avancement, alors que la pale reculante voit un vent relatif plus faible (la vitesse d’avancement se retranche à la vitesse de la pale). Cette perte de vitesse conduit à des diminutions de portance de la pale reculante, voire à l’apparition d’une portance négative (pale dos au vent). Du côté de la pale avançante, l’ajout des vitesses peut conduire à l’apparition d’écoulement sonique, où les effets de compressibilité conduisent là aussi à un effondrement de portance. Ces deux phénomènes limitent la vitesse de croisière maximale atteignable pour un rotor libre. Devant la limitation de la vitesse de croisière des hélicoptères, des études ont été réalisées pour le développement de véhicules qui se comporteraient comme des hélicoptères en vol stationnaire, et comme des avions en vol d’avancement. Cette famille de véhicule est appelée convertible. Le gros avantage des convertibles réside dans leur polyvalence. Leur comportement de type avion leur permet de se déplacer très vite en consommant peu d’énergie, tout en assurant les missions variés (observation, soutien, évacuation) de type hélicoptère. En pratique, la conception de tels engins est mécaniquement complexe, et d’une fragilité consternante. L’enveloppe de vol très étendue rend les solutions technologiques de ces types de véhicule sous optimales, tant du point de vue du comportement avion que du comportement hélicoptère. La polyvalence a son prix.

Les convertibles à élément basculant (tilt-body)

Le principe est de faire basculer l’hélice d’une position verticale en vol stationnaire à une position horizontale en vol d’avancement. En vol stationnaire, l’hélice assure la sustentation. L’appareil est muni de voilures fixes qui assurent la sustentation du véhicule en vol d’avance-ment pendant que l’hélice joue un rôle propulsif. Dans cette configuration, le véhicule est équipé de deux rotors libres tournant en sens contraires, situés à l’extrémité d’une voilure fixe. Chaque groupe moteur + rotor est articulé autour du plan fixe. L’inclinaison de chaque rotor est indé-pendante, bien qu’un secours mécanique permette une articulation commune si l’un des moteurs commandant le basculement tombe en panne. Un basculement symétrique provoque le départ en translation du véhicule. Lors du vol stationnaire, un basculement antisymétrique permet de contrôler le lacet, et la différence de vitesse de rotation des deux hélices crée un couple de roulis. Lors du vol d’avancement, le lacet est géré par les dérives situées à l’arrière du véhicule, et le plan fixe est muni d’ailerons qui commandent la mise en virage, comme pour un avion traditionnel.
La position des rotors en extrémité de voilure permet d’accroître la taille des hélices et d’augmenter la sustentation en conséquence. Cependant, l’exposition des pales rend ce véhicule peu manœuvrable en milieu urbain. L’articulation indépendante des rotors augmente les coûts de maintenance du véhicule. La caractérisation des effets aérodynamiques en phase de transition reste largement méconnue, et le pilotage de ces engins est délicat. On notera que les convertibles à rotor basculant bénéficient d’une bonne maturité technologique acquise par les américains au cours du développement et de la mise en service opérationnel du Bell V22-Osprey. Encore que les nombreux accidents dus à la rupture de l’élément basculant aient fortement érodés la confiance des militaires en ce genre de concept.

Les convertibles rotor/aile (convertiplanes)

Il s’agit de convertir la voilure tournante en voilure fixe pour le vol d’avancement : en vol stationnaire, un rotor à réaction est mis en rotation pour assurer la sustentation. En vol d’avan-cement à faible vitesse, le rotor est toujours en rotation pour assurer la sustentation, secondée par des voilures fixes situées à l’avant et à l’arrière (plan canard et empennage arrière). A par-tir d’une certaine vitesse d’avancement, la portance générée par ces surfaces fixes est suffisante pour pouvoir se passer du rotor. Le rotor est alors déchargé progressivement et verrouillé en position perpendiculaire au fuselage pour constituer une troisième aile. L’air comprimé envoyé en extrémité de pale est détourné vers une tuyère située à l’arrière du véhicule pour équilibrer la traînée. Pour atterrir, le rotor est remis en mouvement progressivement pour assurer une capacité d’atterrissage à la verticale.
La conversion d’une voilure tournante à une voilure fixe se paie au prix d’une conception largement sous-optimale du rotor, ce qui se traduit par un surdimensionnement du moteur et une réduction de la charge utile embarquable. C’est ce qui explique que les concepts de Y-wing (rotor convertible tripale) ou de X-wing (rotor convertible quadripale), développés au cours de la guerre du Vietnam pour disposer d’un hélicoptère de combat capable de vitesses de croisières élevées, ont été peu à peu abandonnés. Le concept de convertible rotor/aile retrouve actuellement une seconde jeunesse avec le projet DragonFly de Boeing.

Les voilures tournantes carénées

Les rotors carénés constituent une alternative intéressante aux rotors libres du fait de l’expo-sition moindre des pales. Le véhicule est plus robuste, plus facile à transporter, et peut éventuel-lement être saisi à la main en vol stationnaire, sans risque pour l’opérateur. D’un point de vue aérodynamique, la carène limite la contraction de la veine d’air en sortie du rotor et accroît ainsi la poussée disponible. De plus, en protégeant les pales du vent relatif, le carénage empêche la déportance de la pale reculante lors du vol d’avancement. Enfin, le carénage diminue la signature acoustique du véhicule. Cependant, le carénage de l’hélice alourdit la structure de la cellule. Le pourcentage de charge utile sur le poids est réduit d’autant. Du point de vue des qualités de vol, la carène induit un fort moment cabreur en présence de rafales transverses, ce qui rend les rotors carénés sensibles au vent en vol stationnaire.

Les “soucoupe volantes”

Ce terme recouvre les appareils dont la hauteur est faible devant le diamètre de la carène. Les modèles traditionnels sont constitués d’une double hélice contrarotative carénée, que l’on incline en agissant sur les commandes de pas cyclique et de pas collectif du rotor pour mettre le véhicule en translation. L’électronique et la charge utile sont contenus dans la carène. Ces véhicules ont en général une bonne stabilité en vol stationnaire mais une aptitude limitée à la translation horizontale. Une autre famille de soucoupe a ainsi vu le jour : une hélice secondaire à été rajoutée pour assurer le vol de translation et le rotor principal sert juste pour la sustentation (principe du girodyne). Le véhicule reste à plat lors du vol d’avancement et garde par conséquent une traînée faible en phase de translation.
L’inconvénient des véhicules de type soucoupe est leur faible tenue à la rafale : la déflexion de l’air dans la carène crée une force aérodynamique appliquée très au dessus du plan des hélices. La cellule étant aplatie, le centre de gravité se trouve généralement en dessous du plan des hélices. Il en résulte un bras de levier important et par conséquent un fort moment cabreur. Pour limiter l’influence de ce moment cabreur, on peut soit placer la charge utile en hauteur pour rehausser le centre de gravité, soit ajouter des ailes de stabilisation.

Les “tail-sitter”

Cette configuration se différencie de la précédente sous deux aspects :
– la cellule est munie d’une ogive placée au dessus de la carène afin de rehausser le centre de gravité.
– Le rotor n’est pas articulé. On commande uniquement sa vitesse de rotation pour gérer la montée et la descente. Des grilles de déflexion situées en aval du flux rotor orientent le jet en sortie des hélices et permettent de contrôler l’attitude du véhicule.
Ces véhicules ont une enveloppe de vol remarquable. Leur forme allongée permet de passer d’un comportement de type hélicoptère, lorsque le véhicule est à la verticale, à un comportement type avion – où la carène agit comme une aile annulaire – lorsque le véhicule est couché quasiment à l’horizontale. Par ailleurs, l’absence d’articulation du rotor rend la technologie de ces véhicules plutôt rustique, et donc très facile à maintenir en condition opérationnelle. Le problème de perte d’efficacité des gouvernes reste le gros inconvénient de ce type de véhicule. Lorsque le véhicule est soumis à des rafales de vent travers en vol stationnaire, les gouvernes voient un vent relatif plus important, résultant de la composition de la vitesse du vent et de la vitesse du flux sortant des hélices et peuvent décrocher, rendant l’appareil incontrôlable.

Technologie des capteurs pour la localisation des drones

Les capteurs sont habituellement classés en deux familles [1, 2] :
⊲ Les capteurs proprioceptifs mesurent le déplacement du drone entre deux instants. L’in-tégration de leurs mesures permet d’estimer la situation courante du véhicule relativement à sa situation initiale. Ces capteurs donnent des résultats qui se dégradent avec le temps. il faut donc leur adjoindre un système permettant de recaler périodiquement la situation absolue du véhicule.
⊲ Les capteurs extéroceptifs mesurent la situation absolue du drone par observation de points de repère naturels (amers visuels) ou artificiels (balises, satellites…) dont la situation est connue dans un référentiel attaché à l’environnement. Ces capteurs peuvent être utilisés tout au long du parcours soit pour mesurer en permanence la situation absolue du mobile, soit pour recaler périodiquement la navigation à l’estime. Ils peuvent intervenir également pour assurer la sécurité du véhicule (perception de l’environnement proche, contrôle de l’attitude de la plate-forme) et pour construire en ligne un modèle de l’environnement exploré.
Nous décrirons les capteurs appartenant à ces deux grandes familles, en limitant notre étude aux capteurs susceptibles d’être embarqués par des engins volants, et de petite taille.

Localisation sur balises : Global Positioning System GPS

Le positionnement sur le globe et dans l’environnement est basé sur la détection de balises artificielles actives ou passives, installées en des points connus de l’espace, et sur la mesure de la position de ces balises dans le référentiel du véhicule. Les mesures sont de deux types : angle de gisement (goniomètres) ou distance (télémètres). On trouve essentiellement dans cette catégorie les systèmes GPS et les détecteurs de balises artificielles, comme le système LORAN pour les navires.
Le système GPS (Global Positioning System) est un système de positionnement par satellites conçu initialement pour des applications militaires et mis en service par le département de la défense des Etats-Unis. Son utilisation pour des applications civiles (géodésie, localisation de mobiles, etc.) est actuellement en plein essor. Ce système comporte 24 satellites répartis de telle sorte qu’en tout point du globe, on peut en observer simultanément 4 à 8, avec une élévation d’au moins 15◦.
Pour le positionnement absolu, le mobile à localiser est muni d’un récepteur qui mesure sa distance par rapport à plusieurs satellites Chaque satellite envoie un message qui permet de calculer ses coordonnées spatiales dans un repère terrestre à l’instant de l’observation. La distance entre le satellite et le récepteur est estimée à partir du temps mis par le signal du satellite pour atteindre le récepteur. Ce temps est évalué en comparant l’heure d’envoi du message donnée par l’horloge du satellite et l’heure de reception donnée par l’horloge du recepteur. Cette mesure de distance définit une sphère centrée sur le satellite et sur laquelle se trouve le récepteur. En théorie, les mesures de trois satellites sont donc nécessaires pour estimer les coordonnées du récepteur (longitude, latitude, altitude) situé au point d’intersection des trois sphères. Ces coordonnées sont obtenues en résolvant un système de trois équations représentant l’appartenance du récepteur aux trois sphères centrées sur les trois satellites, auxquelles il faut rajouter une quatrième mesure pour tenir compte de la non-synchronisation des horloges embarquées et de celle du récepteur. En pratique, l’information redondante de 8 à 11 satellites permet un positionnement avec une erreur allant de quelques mètres à 20 m, suivant le code utilisé (civil ou militaire), la qualité des éphémérides, etc. Les erreurs dans le positionnement absolu sont dues à la propagation du message satellite dans l’atmosphère terrestre, et peuvent rarement descendre en dessous de 5m. Pour obtenir des précisions meilleures, il faut utiliser un mode de positionnement relatif, c’est à dire la position d’un recepteur GPS par rapport à un autre recepteur GPS. C’est ce qu’on appelle le GPS différen-tiel ou DGPS. Les perturbations étant les mêmes pour les deux recepteurs, elles se retranchent lors du calcul de la position relative, et l’information de localisation du recepteur mobile par rapport à un recepteur fixe peut alors être précise au centimètre.
De manière générale, la précision du positionnement dépend de la précision de la position des satellites et de leur configuration géométrique, ainsi que de la précision des calculs effectués. Si des récepteurs GPS miniaturisés et bon marché sont disponibles pour le grand public, les performances ne sont pas toujours au rendez vous, même si elles progressent. En particulier, il faudra prêter attention au choix de l’antenne et aux capacités de calcul et de mémorisation embarqués. Ainsi, en environnement urbain, en milieu confiné, ou à l’intérieur des bâtiments, la mesure n’est possible qu’avec des GPS de bonne qualité, beaucoup plus onéreux. De même, les systèmes DGPS permettant d’atteindre une précision acceptable ont un coût conséquent. Leur coût varie avec la cadence de raffraîchissement de la mesure. Si les GPS bon marché donnent une information de position toutes les secondes, les GPS les plus performants, à l’heure actuelle, peuvent être cadencés à 20Hz.

Capteurs télémétriques

Cette catégorie regroupe les capteurs permettant d’acquérir des mesures sur l’environnement qui les entoure. Leur principe est toujours le même : le télémètre emet un signal qui lui est renvoyé par l’obstacle le plus proche dans la direction d’émission. L’écart de temps entre le signal émis et le signal reçu permet de retrouver la distance à l’obstacle. Mais ils diffèrent par la nature des signaux qu’ils émettent (acoustiques, optiques,…). On distingue ainsi :
⊲ Les télémètres à ultrasons.
Les télémètres acoustiques sont couramment utilisés sur les robots mobiles d’intérieur, en raison de leur simplicité, de leur compacité et de leur faible coût. Ils sont mis en œuvre pour assurer les fonctions d’évitement de collisions, de localisation ou encore de modélisation de l’environne-ment. Les télémètres à ultrasons présentent des limites d’exploitation qui en font des capteurs peu adaptés pour la détection d’obstacle d’un drone. Le cône d’émission est très large, et la plage de mesure n’est que de quelques mètres pour les plus gros modèles. Enfin, la cadence de raffraîchissement est limitée par la lenteur de propagation des ondes ultrasonores ( 20 ms sont nécessaires pour mesurer une cible située à 3 m). En pratique, les cadences d’échantillonage des capteurs ultrasons sont limitées à 20Hz. Pour un minidrone, on peut envisager leur utilisation dans la phase terminale d’atterrissage automatique, pour mesurer la distance au sol.
⊲ Les télémètres laser à balayage.
Les télémètres laser, aussi appelés LIDAR, envoient une onde électromagnétique dans le proche infrarouge. La télémétrie est faite par différence de phase. Un transmetteur envoie un faisceau de lumière cohérente, modulé en amplitude, et un récepteur détecte l’écart de phase entre l’onde émise et l’onde reçue. Le déphasage est proportionnel à la distance de la cible. Ces capteurs donnent une mesure dont la précision ne dépend pas de la distance mesurée. Ils permettent de mesurer des distances faibles (< 1 m) et ont une bonne résolution. Un montage à base de miroir tournant permet de réaliser un balayage sur 180◦ ou 360◦. Les LIDAR de type SICK sont devenus aujourd’hui très populaires dans les applications de robotique mobile, à cause de leur précision et de leur grande cadence de rafraîchissement (10 balayages par secondes). Par contre, ils sont d’un coût très élevé, et leur poids est excessif pour une application sur un minidrone. On notera néanmoins qu’ils sont employés sur les hélicoptères autonomes de types Ursa Magna et Ursa Maxima de l’université de Californie à Berkeley.
⊲ Les télémètres radars Ultra-Large-Bande.
Le principe de fonctionnement du télémètre radar ULB est l’émission d’impulsions de l’ordre de la nano-seconde d’une onde à une fréquence élevée (10 à 100GHz). La brièveté du créneau temporel d’émission à un effet d’étalement important sur le spectre rayonné. Ce type de radar est discret, économe, et permet des mesures centimétriques robustes pour des distances allant jusqu’à plusieurs centaines de mètres, suivant la puissance émise et les performances des antennes utilisées. Un tel radar, contrairement au télémètre laser, permet la détection d’obstacles tels que les fils électriques ou les grillages grâce à la nature du rayonnement. En effet, la détection à lieu dans un cône dont l’ouverture est liée à la taille de l’antenne et où plusieurs échos, correspondant à des obstacles situés à différentes distances, peuvent être identifiés. Les versions miniatures de ce radar ne sont pas répandues bien qu’elles aient un fort potentiel. Par exemple, il est envisageable d’utiliser un radar ULB pour des applications mixtes de communication et de localisation relative entre plusieurs drones d’un même essaim. Le montage du radar sur une plateforme tournante permet de réaliser des balayages dans le plan horizontal.

Architecture de contrôle des drones

Nous avons présenté dans la section précédente les capteurs permettant aux drones de se repérer dans l’espace. Leurs organes sensoriels en quelque sorte. Il s’agit maintenant de décrire le “cerveau” de ces machines, c’est à dire l’intelligence embarquée qui leur permet de tirer parti des informations de l’environnement pour réaliser des tâches plus ou moins autonomes. Cette intelligence embarquée réalise trois fonctions :
– la localisation, qui fusionne les informations des capteurs pour donner au véhicule une conscience de son environnement,
– le guidage/pilotage qui agit sur les actionneurs du véhicule pour la mise en mouvement ou le suivi de trajectoire,
– la navigation, qui détermine les trajectoires à suivre en vue de réaliser des taches de haut niveau demandées par l’opérateur (observation, suivi de cibles,etc.).
Nous allons à présent détailler les méthodes traditionnelles pour la réalisation de ces trois fonc-tions.

Méthodes pour la localisation

Aucun capteur ne fournit par lui même une information satisfaisante sur l’état du véhicule, à savoir sa position, sa vitesse et son attitude. L’information brute doit être traitée pour en éliminer les bruits de mesure et les dérives. Les meilleures méthodes de navigation sont celles qui fusionnent les informations provenant de différents capteurs pour obtenir l’estimation de l’état du véhicule la plus crédible. Les techniques optimales telles que les moindres carrés ou le filtrage de Kalman sont déjà couramment utilisées dans les systèmes aéronautiques et spatiaux, dans le domaine militaire ou civil. Des techniques issues de la robotiques mobiles, telles que le SLAM (Simultaneous Localization And Mapping) ou le filtrage particulaire sont encore à l’état de recherche.

Navigation inertielle

La navigation inertielle, ou navigation à l’estime, consiste à prédire la position d’un véhicule par intégration des données délivrées par les gyroscopes et les accéléromètres. Cette méthode de navigation a l’avantage de n’utiliser que les données proprioceptives de la centrale inertielle. Par contre, le biais sur la mesure des accélérations et des vitesses angulaires conduit à une dérive au cours de l’intégration. Typiquement, de tels modes de navigation sont viables pour des systèmes dont la durée de vie ne dépasse pas quelques minutes (missiles de courte ou moyenne portée). Par contre, elle doit être recalée par des mesures externes dès lors que la mission dépasse une certaine durée. Selon que l’on dispose d’une centrale inertielle à plate-forme stabilisée ou d’une centrale strap-down, la méthode de navigation change (voir figure 1.16) :
⊲ Navigation inertielle à plate-forme stabilisée.
Dans une centrale inertielle à plate-forme stabilisée, les accélérations sont mesurées directe-ment dans un référentiel galiléen, et permettent par double intégration d’accéder à la position du point M. On montre qu’une navigation inertielle pure, avec des capteurs parfaits, conduit à des erreurs de positionnement horizontal qui oscillent autour de zéro avec une période appelée période de Schuller qui vaut ∼84min, dues aux erreurs de positionnement dans le modèle de gravité. Ainsi, la précision n’est pas fameuse, mais il n’y a pas de divergence au cours du temps. C’est pourquoi les centrales inertielles à plate-forme stabilisée ont été utilisées dès les années 50 pour la navigation des engins militaires, malgré leur coût de fabrication très élevé. On montre par contre que l’erreur de positionnement en altitude diverge rapidement. La navigation inertielle à plate forme stabilisée ne permet pas d’avoir une estimation correcte de l’altitude, et doit être secondée par des capteurs d’altitude dédiés, généralement des baro-altimètres.
⊲ Navigation inertielle à composants liés “strap-down”
Les centrales inertielles à plate-forme stabilisée exigent des liaisons cardans qui alourdissent la structure. Elles sont de plus très chères à mettre au point. Ces problèmes ont motivé des recherches pour la mise en place de centrales inertielles à composants liés, dites centrales strap-down. Dans ces architectures, les accéléromètres et les gyromètres sont fixés au véhicule. Ainsi, avant d’intégrer l’accélération fournie par les accéléromètres, il faut d’abord passer du repère corps au repère inertiel en utilisant l’attitude du véhicule fournie par intégration des mesures gyroscopiques. La complexité numérique de la navigation inertielle strap-down est plus bien plus élevée que celle de la navigation inertielle pure. De plus, elle diverge au cours du temps. Avec des composants de très bonne qualité, et une procédure de recalage des biais des gyromètres et des accéléromètres lorsque le véhicule est au sol, on peut espérer avoir une bonne mesure de vitesse et de position sur quelques minutes.

Navigation inertielle hybridée

La navigation inertielle hybridée consiste à prédire la position du véhicule par intégration des gyromètres et des accéléromètres et à recaler cette prédiction par des capteurs extéroceptifs. L’hybridation la plus fréquente sur les avions est l’hybridation baro-GPS. Une telle hybridation permet de tirer parti de la bonne précision à court terme de la position prédite par la centrale inertielle, et de la précision long terme du GPS. Elle permet en outre d’assurer une continuité de la mesure de position lorsque le GPS est momentanément indisponible (masquage des satel-lites par le relief ou brouillage du signal GPS). L’hybridation est généralement réalisée par les techniques optimales de filtrage de Kalman étendu. L’état du filtre est constitué de l’état du véhicule (position, vitesse, attitude) auquel s’ajoutent les paramètres de correction de la centrale (biais des gyroscopes et des accéléromètres). L’équation de mesure est constituée de la position et de la vitesse GPS, de la mesure de cap et de l’altitude fournie par un baro-altimètre (l’alti-tude GPS n’est pas assez fiable pour être utilisée comme recalage). Le filtre prend en entrée les accélérations et les vitesses de rotations mesurées pour reconstituer une position et une attitude prédite. La prédiction est alors recalée par l’équation de mesure. La navigation inertielle hybridée est clairement décrite dans [4]. Sukhatme et al. proposent une version simplifiée où l’estimation d’attitude est découplée de l’estimation de position. L’algorithme a été appliqué avec succès pour l’estimation de position d’un hélicoptère miniature du MIT [5].

Navigation par mise en correspondance de carte

La localisation sur cartes est basée sur la mise en correspondance d’un modèle local de l’environnement acquis en ligne par télémétrie ou par cartographie radar et un modèle global préalablement mémorisé. En général, le guidage par cartographie est utilisé comme recalage basse fréquence d’une navigation inertielle fonctionnant à haute fréquence. C’est le cas du système de guidage TERCOM des missiles de croisières. Le système utilise un balayage radar du sol qui se trouve en dessous du missile et met le profil obtenu en correspondance avec le modèle numérique de terrain dont il dispose. Ce mode de navigation permet aux missiles de croisière de chercher leur chemin jusqu’à ce qu’ils arrivent à mettre en correspondance le profil enregistré avec leur profil cible.
En robotique mobile, les méthodes de localisations sur cartes correspondent le plus souvent à un problème de scan-matching [6]. Le problème se décompose en deux étapes :
– l’appariement entre les éléments mesurés et les éléments stockés en mémoire. Selon la struc-turation de l’environnement, les éléments peuvent être des points bruts, ou des segments.
– la détermination de la position du robot qui assure la meilleure correspondance entre les segments perçus et les éléments en mémoire.
Les méthodes de localisation sur cartes sont des alternatives intéressantes dans des environ-nements encombrés où le signal GPS n’est pas disponible. Au delà de la localisation sur une carte préalablement mémorisée, le problème du positionnement et de la construction simultanée d’une carte de l’environnement (SLAM) est sans doute l’enjeu le plus important de la localisation de véhicules autonomes.

Méthodes pour le pilotage et le guidage

L’enjeu de la fonction de pilotage et de guidage est de définir une loi de commande agissant sur les actionneurs du système physique et assurant le contrôle des mouvements du véhicule. Cette loi de commande s’interface entre le pilote humain et la machine, en interprétant des consignes de haut niveau (consigne en attitude ou en vitesse) pour délivrer des ordres aux ac-tionneurs mécaniques. Elle tire parti des informations capteurs pour produire un comportement en boucle fermée rapide, stable, et robuste aux perturbations. Les méthodes de contrôle en boucle relèvant de l’Automatique sont nombreuses. Nous décrivons ici uniquement les méthodes les plus employées dans les applications de robotique aérienne..
⊲ La commande par retour d’état linéaire.
La commande par retour d’état linéaire est particulièrement adaptée dans le cas de vol quasi stationnaire des hélicoptères pour lequel les angles d’assiette et d’inclinaison sont faibles, ce qui permet d’obtenir un modèle découplé en chaînes monoentrées-monosorties (SISO). Des contrô-leurs PID en cascade, séparés en un contrôle en vitesse de haut niveau et un contrôle en attitude de bas niveau, sont alors suffisants pour stabiliser le véhicule. Cette approche a été appliquée avec succès au commencement du programme iSTAR9 [7]. Des techniques de contrôle optimale LQR ont été utilisées pour la stabilisation du minidrone AROD (Airborne Remote Operated Device) développé par Sandia National Lab [8]. La commande optimale de type LQG est très séduisante car elle produit naturellement un contrôleur performant et un filtre de Kalman fusionnant les données capteurs. La synthèse conduit ainsi à réaliser les taches de localisation et de guidage pilotage en garantissant un bon comportement en boucle fermée.
Les techniques de retour d’état linéaires sont basées sur des linéarisations locales, et la preuve de convergence est perdue lorsque le véhicule quitte le vol quasi-stationnaire. Par ailleurs, la linéarisation devient difficilement réalisable lorsque le véhicule est soumis à des rafales de vent inconnues. Historiquement, la commande linéaire pour les applications aéronautiques est étendue
à l’ensemble du domaine de vol en pratiquant le gain-scheduling. La difficulté est alors d’assurer le passage d’un jeu de gain à l’autre sans déstabilisation du système. Des techniques modernes de synthèses sous contraintes BMI (Inégalités Bilinéaires Matricielles) permettent de synthétiser des contrôleurs à gains tabulés où la continuité de la commande est garantie lors du changement de paramètres [9].
⊲ La commande par retour d’état non linéaire
Une façon d’élargir la validité du contrôle à l’ensemble de l’enveloppe de vol du véhicule est d’utiliser les techniques de synthèse non linéaires. Olfati-Saber a étendu l’architecture de contrôle classique de PIDs en cascade au cas non linéaire en séparant les équations du mouvement en une dynamique de translation et une dynamique de rotation. Il applique alors un contrôle linéaire sur la commande en translation et un contrôle non linéaire par backstepping sur la dynamique de rotation, en raisonnant sur les matrices orthogonales du groupe SO(3) [10].
Les techniques d’inversion dynamique [11] sont certainement les plus populaires des tech-niques non linéaire [12]. A partir d’un système non linéaire MIMO, elles permettent, par une pro-cédure systématique, de trouver un retour qui convertit le système en boucle fermée en chaînes d’intégrateurs SISO découplés (voir figure 1.17). Un retour d’état linéaire est alors opéré sur chaque chaîne. La linéarisation entrée sortie est exacte sur tout le domaine de vol du véhicule. Cette approche est actuellement utilisée pour le contrôle de d’iSTAR9 et du GTMax de Georgia-Tech [13]. La mise en œuvre de cette stratégie de commande soulève de nombreuses difficultés. La première est l’existence de singularités dans la commande, issues de configurations du systèmes qui ne sont pas inversibles dynamiquement.
La seconde, plus critique, est l’inobservabilité induite d’une partie de la dynamique du sys-tème. En effet, il est fréquent que la procédure d’inversion dynamique conduise à des chaînes d’intégrateurs dont le cumul des degrés reste inférieur au degré du système d’origine. Cette dyna-mique, rendue inobservable par l’inversion dynamique, correspond à la dynamique des zéros. Si cette dynamique des zéros est instable (système à phase non minimale), le contrôle en boucle fer-mée sera instable. Or, on peut montrer que la dynamique d’un hélicoptère est à phase strictement non minimale [14, 12, 15]. L’application de l’inversion dynamique requiert des approximations dans la dynamique du véhicule.
Enfin, la dernière difficulté concerne la mise en œuvre pratique : l’inversion dynamique re-quiert une connaissance fine du système, ce qui, pour un drone à voilure tournante, signifie une bonne connaissance des efforts aérodynamques appliqués au véhicule. Pour le contrôle de l’iS-TAR9, une connaissance exhaustive des efforts aérodynamiques a été acquise au cours d’intenses campagnes de tests en soufflerie, et ces effets ont été tabulés en fonction du vent relatif et des angles d’incidence et de dérapage, ces trois variables étant obtenues au moyen d’un estimateur de vent. Pour le contrôle du GTmax de GeorgiaTech, un algorithme adaptatif basé sur les réseaux de neurones couplé avec une inversion dynamique d’un modèle approché a été proposé.

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Table des matières

Chapitre 1 Généralités sur les drones à voilures tournantes 
1.1 Les drones à voilures tournantes
1.1.1 L’hélicoptère
1.1.1.1 Le rotor principal
1.1.1.2 Rotor principal et rotor anticouple
1.1.1.3 Les rotors contrarotatifs
1.1.1.4 Les rotors à réaction
1.1.2 Les convertibles
1.1.2.1 Les convertibles à élément basculant (tilt-body)
1.1.2.2 Les convertibles rotor/aile (convertiplanes)
1.1.3 Les voilures tournantes carénées
1.1.3.1 Les “soucoupe volantes”
1.1.3.2 Les “tail-sitter”
1.1.4 Synthèse
1.2 Technologie des capteurs pour la localisation des drones
1.2.1 Capteurs Proprioceptifs
1.2.1.1 Accéléromètres
1.2.1.2 Gyroscopes
1.2.1.3 Centrales inertielles
1.2.2 Capteurs Extéroceptifs
1.2.2.1 Compas magnétiques
1.2.2.2 Gyrocompas
1.2.2.3 Localisation sur balises : Global Positioning System GPS
1.2.2.4 Capteurs télémétriques
1.3 Architecture de contrôle des drones
1.3.1 Méthodes pour la localisation
1.3.1.1 Navigation inertielle
1.3.1.2 Navigation inertielle hybridée
1.3.1.3 Navigation par mise en correspondance de carte
1.3.2 Méthodes pour le pilotage et le guidage
1.3.3 Méthodes pour la navigation autonome
1.4 Conclusion
Chapitre 2 Objectifs de commande pour un minidrone à hélice carénée 
2.1 Contexte Opérationnel
2.1.1 La grande famille des drones
2.1.2 Les missions des minidrones
2.1.3 Cahier des charges et contraintes liées à l’environnement
2.2 Présentation du HoverEye
2.2.1 Historique
2.2.2 Caractéristiques du HoverEye
2.2.3 Objectifs de commande
Chapitre 3 Caractérisation aérodynamique et modélisation du HoverEye 
3.1 Référentiels et systèmes d’axes
3.1.1 Les repères usuels de la mécanique du vol
3.1.2 Les matrices de changement de base entre repères
3.2 Etat
3.2.1 Paramètres cinématiques
3.2.2 Paramètres cinétiques
3.3 Caractérisation aérodynamique du véhicule dans le vent
3.3.1 Quelques notions d’aérodynamique et de mécanique des fluides
3.3.1.1 La portance d’un profil
3.3.1.2 Le théorème des quantités de mouvement
3.3.2 Poussée d’une hélice carénée
3.3.2.1 L’apport du carénage dans le rendement propulsif
3.3.2.2 Modèle de poussée
3.3.3 Traînée de captation
3.3.4 Efforts aérodynamiques parasites
3.3.4.1 Traînée de forme
3.3.4.2 Portance planeur
3.3.5 Efficacité aérodynamique des gouvernes
3.3.6 Ce qu’il faut retenir
3.4 Commande
3.4.1 Contrôle de la poussée du rotor
3.4.2 Actionnement des gouvernes et moment de commande
3.4.3 Vecteur de commande
3.5 Représentation Dynamique – Eléments de mécanique du vol
3.5.1 Théorème fondamental de la mécanique
3.5.2 Etude du vol longitudinal
3.5.3 L’étude du vol latéral
3.5.3.1 Découplage de la dynamique de lacet
3.5.3.2 Les efforts latéraux de portance
3.6 Etude du vol quasi-stationnaire
3.7 Modèle pour la synthèse de la commande
3.8 Conclusion
Chapitre 4 Commande en position du HoverEye
4.1 Objectifs de commande
4.2 Commande linéaire
4.2.1 Linéarisation autour du vol quasi-stationnaire
4.2.2 Contrôle d’Attitude
4.2.2.1 Les modes naturels de la chaîne de tangage
4.2.2.2 Stabilisation gyroscopique
4.2.2.3 Contrôle de l’assiette
4.2.3 Contrôle d’Altitude
4.2.4 Maintien à poste
4.2.5 Récapitulatif de la synthèse linéaire – Réjection de perturbations
4.3 Commande adaptative non linéaire par Backstepping
4.3.1 Principe
4.3.2 Synthèse de la commande
4.3.3 Limitation de la poussée de consigne
4.4 Commande non linéaire de systèmes interconnectés
4.4.1 Structure en cascade
4.4.2 Stratégie de commande
4.4.3 Contrôle en position
4.4.4 Contrôle d’attitude non linéaire
4.4.5 Contrôle de la vitesse de lacet
4.4.6 Stabilité des systèmes interconnectés
4.5 Résultats et Simulations
4.6 Extensions au contrôle des véhicules asymétriques
4.6.1 Conclusion
Chapitre 5 Fusion des capteurs pour la restitution d’état du HoverEye 
5.1 Filtrage complémentaire pour l’estimation d’attitude
5.1.1 Principe du filtrage complémentaire
5.1.2 Estimation de la verticale
5.1.3 Estimation du nord magnétique
5.1.4 Filtrage complémentaire sur SO(3)
5.1.4.1 Produit scalaire et norme sur l’espace des matrices orthogonales
5.1.4.2 Filtrage complémentaire direct et passif sur SO(3)
5.1.4.3 Extraction du biais des gyroscopes
5.1.4.4 Formulation dans l’espace des quaternions
5.2 Estimation de position et restitution d’état complet
5.2.1 Estimation d’état complète
5.3 Implémentation et expérimentations sur le HoverEye
5.3.1 Implémentation de l’estimation d’attitude
5.3.2 Implémentation de la restitution d’altitude par altimétrie-radar
5.3.3 Implémentation de l’hybridation IMU/GPS
5.4 Conclusion
Chapitre 6 Stratégie de navigation autonome du HoverEye 
6.1 Maintien à poste
6.2 Navigation par points de passage
6.3 Contournement dans le plan horizontal
6.3.1 Stratégie de contournement
6.3.1.1 Problématique et objectifs de contrôle
6.3.1.2 Principe de l’évitement d’obstacle
6.3.2 Mise en oeuvre de la stratégie de contournement
6.3.2.1 Contrôleur orbital
6.3.2.2 Basculement entre contrôleur nominal et contrôleur orbital
6.3.2.3 Obstacle le plus dangereux et conservation du sens d’écoulement
6.3.2.4 Algorithme de navigation autonome et simulations
6.3.3 Implémentation pratique
6.3.3.1 Modèle du radar
6.3.3.2 Filtrage des données corrompues
6.3.3.3 Résultats de simulations
6.4 Conclusion
Conclusion 
Bibliographie 

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