Synthèse et validation d'un système de commandes de vol robuste et autoséquencé

La synthèse des systèmes de commandes de vol demeure un problème complexe soumis à de multiples contraintes d'architecture, de performances et de processus de certification. Les contrôleurs doivent assurer la stabilité et les performances de l'avion dans toute l'enveloppe de vol, et ce en dépit des erreurs de modélisation, des incertitudes paramétriques (masse, centrage, coefficients aérodynamiques) et des perturbations.Du fait du caractère hautement non linéaire de la dynamique de l'avion et de sa forte sensibilité vis-à-vis de la condition de vol, les paramètres du contrôleur doivent être soigneusement ajustés en fonction du point d'opération courant de l'avion. Parmi les solutions proposées dans la littérature, la technique dite du séquencement des gains demeure la plus populaire dans le domaine de l'industrie aéronautique. De plus, il est courant de privilégier des architectures de contrôle classiques dérivées de l'expérience des avionneurs. L'objectif de ce projet de recherche est de développer une méthode visant à synthétiser un système de commandes de vol robuste et autoséquencé à architecture fixe. La problématique ainsi définie se situe au confluent de trois domaines de l'Automatique : la synthèse à architecture fixe par retour de sortie, la commande robuste et le contrôle de systèmes LPV via la méthode du séquencement des gains. Dans une première partie, on s'attache à développer un modèle non linéaire de la dynamique de l'avion en tâchant de prendre explicitement en compte l'influence de la masse et du centrage. Ce modèle est ensuite linéarisé dans le cadre du vol en croisière autour d'un point d'équilibre. A cet effet, un modèle numérique du Fighting Falcon F-16 est développé pour analyser l'influence de la masse et du centrage sur la dynamique de l'avion.

Abstract

Flight control system development remains a very challenging issue due to architectural complexity, stringent performance requirements, and strict certification processes. Such control systems must ensure the global stability and the required performance within the whole flight envelope, even in the presence of modeling errors, parametric uncertainties, environmental fluctuations, and disturbances. As the dynamic behavior of an aircraft is highly nonlinear and varies significantly with the fight condition, controller parameters must be adequately adjusted based on the operating point. Among the viable solutions for this purpose, one can find gain-scheduling control, which is one of the most well-known techniques widely adopted in aerospace industry. In addition, it is of practical interest from an industrial point of view to leverage the legacy accumulated in the past by imposing a priori the controller structure based on classical flight control system architectures. The present research project aims at developing a procedure for the design and the validation of robust gain-scheduled flight control systems with a fixed structure. This problem is located at the junction of three topics in control, namely synthesis of fixed-structure control systems, robust control, and LPV systems control in the gain-scheduling framework. In the first phase of this research project, a nonlinear dynamic model of an aircraft that explicitly takes into account mass and center of gravity (CG) position is established. This model is linearized around a trim condition in cruise flight. A numerical model of the F-16 Fighting Falcon is then derived and the impact of mass and CG position variations on the aircraft dynamics is analyzed.