A fort angles d'attaque ou à faible nombre de Reynolds, l'écoulement sur les ailes d'avion ou les pales d'hélicoptères ou d'éoliennes peut se séparer, ce qui peut éventuellement mener à des couplages aéroélastiques tels que le phénomène de flottement (flutter). Ces instabilités peuvent être particulièrement limitantes pour de nombreuses applications, voire destructrices. L'objectif de cette thèse est de s'intéresser à la modélisation et au contrôle d'une aile oscillant dans des conditions de flutter ainsi que de fournir une approche générale pour aborder ce problème. Tout d'abord, un modèle aéroélastique est développé en s'appuyant sur de précédents travaux. Le modèle est une extension de celui proposé par Goman-Khrabrov, et modifié par Williams, par l'utilisation du modèle ONERA BH. Si la première composante de ce modèle permet de rendre compte du phénomène d'hystérésis des charges aérodynamiques d'une aile en oscillation, la seconde permet d'inclure le détachement des tourbillons ainsi que le phénomène de décrochage dynamique qui peut être observé. Cette seconde composante est particuli èrement délicate à prédire alors qu'elle joue un rôle important dans la dynamique de l'aile. Le modèle aérodynamique est alors entraîné et comparé avec succès aux résultats expérimentaux obtenus pour une aile rigide de type NACA 0018 oscillant autour de son axe de tangage. Ce modèle, comme de nombreux modèles aéroélastiques ou aérodynamiques, souffre d'une complexité inhérente et de non-linéarités qui rendent son analyse et son contrôle particulièrement compliqués du point de vue de l'automatique. Pour cette raison, l'ensemble d'équations a été modiffié afin d'inclure les non-linéarités dans une formulation polytopique dont les paramètres sont incertains. Des stratégies dédiées aux systèmes à temps invariant sont alors étendues aux systèmes polytopiques. De plus, les saturations en vitesse ou en position qui sont un problème majeur et récurent de la dynamique du vol, sont considérées comme une contrainte supplémentaire dans la boucle d'asservissement. S'appuyant sur la théorie de la commande linéaire quadratique, plusieurs théorèmes sont alors développés en utilisant une formulation à partir des inégalités des matrices linéaires, afin de permettre non seulement de synthétiser un correcteur stabilisant mais aussi de définir une région d'attraction. Les théorèmes sont alors appliqués avec succès au cas du ottement de décrochage (stall utter), stabilisant le système en boucle fermée en présence de saturations en position et en vitesse, ce qui montre le potentiel des contributions développées dans ce travail de thèse.