Approche generique h-infini/nu pour la synthese et l'analyse d'un pilote automatique de missile soumis a une aeroelasticite importante

H-infinity/nu generic approach for the synthesis and analysis of a missile autopilot subject to a strong aeroelasticity

• Auteur / Autrice : JEAN-PATRICK FRIANG
• Direction : Gilles Duc
• Type : Thèse de doctorat
• Discipline(s) : Sciences appliquées
• Date : Soutenance en 1996
• Etablissement(s) : Paris 11

Résumé

Dans cette these, on utilise l'approche h-infini loop-shaping pour la stabilisation d'un missile pilote type avion. Pour ce systeme, le pilotage est concu en choisissant un des modeles linearises des equations non lineaires du mouvement. L'aeroelasticite est l'interaction entre le pilotage et les modes de structure. Comme les missiles modernes sont a base de nouveaux materiaux composites et ont un allongement important, l'aeroelasticite devient un phenomene significatif: le corps souple du missile genere beaucoup de modes de structure en dehors (mais tres proches) de la bande passante avec un amortissement tres faible (entre 10#-#3 et 10#-#2). Un pilote automatique de missile (avec ou sans probleme d'aeroelasticite) a ete concu avec succes a partir de l'approche h-infini loop-shaping qui permet de synthetiser une loi de commande tout en preservant un sens physique tres important. La methode est basee sur le choix de pre- et post- compensateurs pour modeler la fonction de transfert de la boucle ouverte a partir des regles classiques de l'automatique. Un probleme h-infini particulier ayant des proprietes theoriques et numeriques interessantes est alors obtenu. Une analyse de robustesse a ensuite ete faite pour garantir la stabilite malgre les incertitudes en gain, phase et retard, ainsi que sur les coefficients aerodynamiques et les modes de structure (15% sur la frequence et 50% sur l'amortissement). Pour ce faire, une nouvelle procedure basee sur un schema de nu-analyse est proposee. En comparant avec la mu-analyse qui utilise l'echantillonnage en frequences, ses avantages sont clairement mis en relief lorsque l'on tient compte des incertitudes sur les modes de structure. On a prouve la stabilite et les performances de la loi de commande pour une famille de modeles lineaires malgre les dispersions nominales. La validation dans un simulateur a six degres de liberte des mouvements du missile, incluant les incertitudes et les modeles non lineaires, a confirme les performances et la robustesse du pilote propose