Dissertations / Theses on the topic 'Pales de rotor'

Historiquement, les rotors ont été développés pour la propulsion et la génération d’énergie. Pendant des années, grands efforts de recherche ont été fournis pour les éoliennes et les hélicoptères. Or, des nouvelles applications comme les drones nécessitent une recherche plus approfondie. La flexibilité du rotor et les conditions de fonctionnement particulières constituent un défi pour l'optimisation de leur design. Dans cette thèse, on propose un modèle fluide-structure qui prend en compte la flexibilité des pales dans des conditions de fonctionnement non-conventionnelles. Le modèle est suffisamment simple et robuste pour la réalisation d'études paramétriques extensives. Il comprend des modèles pour le sillage et la structure flexible du rotor. Deux modèles du sillage sont considérés: un modèle classique de Joukowski et un modèle généralisé. Dans le modèle classique, deux vortex sont émis par pale, l’un sur la pointe et l’autre sur l’axe. Dans le modèle généralisé, le tourbillon axial est décalé par rapport au centre. Une analyse de stabilité est réalisée pour les solutions dérivées avec le modèle classique. La nature convective/absolue de l’instabilité est étudiée pour différentes conditions de fonctionnement. Les solutions stationnaires du sillage sont utilisées pour calculer le champ de vitesse induit dans le plan rotor. Ainsi, à partir de la loi de Kutta-Joukowski et de la théorie des éléments de pale (BET), on peux déterminer les charges aérodynamiques exercés sur les pales. Le couplage du rotor avec son sillage est alors implémenté pour une configuration rigide. Finalement, la flexibilité de la pale est prise en compte à l’aide d’un modèle de poutre élastique
Rotors have been historically developed for harvesting and propulsion. For wind turbines and helicopters, decades of research have been done to optimize their design. For recent applications, such as drones, no such a research effort has been made. The high flexibility of the rotor and the different operational conditions still constitute challenging issues for their design. In this work, a coupled fluid-structure model is proposed, taking into account the flexibility of the blades in non-conventional operational conditions.The model is sufficiently simple and robust to permit extensive parameter studies. It includes a model for the wake, a model for the flexible rotor structure and the coupling. Two different wake models are considered: a classical Joukowski model, where two vortices are emitted per blade, one at the tip and one at the axis, and a generalized Joukowski model where the axial vortex is replaced by a hub vortex emitted away from the center. A stability analysis of the solutions derived with the classical Joukowski model is performed. The convective/absolute nature of the instability is analysed for various operational conditions.Stationary wake solutions are used to calculate the flow in the rotor plane. Kutta-Joukowski law and Blade Element Theory are applied to obtain the aerodynamic loads exerted on the blades. The full coupling of the rotor with its wake is first implemented for a rigid configuration. Coupled solutions are obtained for different rotors and compared to experimental and numerical data published in the literature. Finally, blade flexibility is considered using a rod model for the blade

Les récentes recherches sur les rotors d'hélicoptère conduisent au développement de pales de nouvelle génération présentant des géométries courbes. La double flèche de la pale BlueEdgeTM proposée par Eurocopter impose de reconsidérer les outils de calcul des charges rotors pour déterminer le torseur des efforts appliqués aux pales et aux éléments constitutifs du moyeu rotor afin de satisfaire aux exigences de conception et de certification. Les charges rotors se décomposent en contributions aéro- et élasto-dynamiques prises en compte par des modélisations distinctes. La thèse vise à définir une méthodologie de calcul de charges applicable aux pales à double flèche. Ainsi sont présentés les modèles aérodynamiques bi-dimensionnels pour calculer les vitesses induites du rotor et déterminer la répartition des efforts aérodynamiques sur le rotor. Le calcul des charges rotor nécessite de recourir à des modèles élasto-dynamiques. En résolvant les équations de la dynamique des solides pour un système mécanique, le code de mécanique du vol HOST considère une modélisation élastique de pale pour déterminer le torseur des efforts, les efforts de commande étant fournis par l'ensemble bielle de pas et plateaux cycliques. Le comportement non linéaire des adaptateurs de traînée interpales est décrit par des modèles de force de restitution. Ces travaux ont utilisé des caractérisations expérimentales sur des machines de traction de laboratoire ainsi que des essais en vol afin d'évaluer le niveau de représentativité des outils et méthodes proposés. La mise en oeuvre de l'ensemble de ces modèles détermine avec satisfaction les charges dynamiques du rotor pour des vols stabilisés
New generation blades have led to new load computation problems due to the evolution of the general shape, with forward and backward sweep. The BlueEdgeTM blade pattented by Eurocopter imposes to reconsider the development methodology and thus it is no longer possible to speak of straight blades and the models used for load computation have to be evaluated. The objective of this thesis is to determine what has to be modified and improved in current load computation methodology in order to reach an acceptable predictive level. This work considers both aerodynamic and dynamic models implemented in the HOST multi-body computer code. The aerodynamics models are based on the hypothesis of a two dimensional flow. The use of the CFD software \emph{elsA} is evaluated. Attention is given to rotor dynamics models that have an impact on loads, such as lead-lag damper models, blade element models and hub models. This thesis presents the different models and gives orientations relating to efficient load computation methodology. The aerodynamics models are compared to windtunnels experiments from the literature. This study leads also to perform flight tests and to investigate the dampers behavior on test benches in order to confront the computed loads to the reality of the helicopter operation. The proposed methodology is able to compute with a good accuracy rotor loads for stabilized flight cases

Lors de la phase de certification d’un turbomoteur, le motoriste doit démontrer que la perte d’une pale de rotor ne conduit pas au "Knocking-Off", c’est à dire à la rupture en cascade des pales suiveuses. Cette démonstration est faite en général par un essai au banc coûteux car partiellement destructif. Grâce à l’amélioration des moyens de calcul, il devient possible de simuler la réponse transitoire de la structure soumise à ce type de chargement très complexe. En tant que point d’entrée sur la simulation, la connaissance du comportement des matériaux est primordiale. Or, peu d’études sont publiées sur le comportement dynamique des superalliages à base nickel monocristallins et, de surcroît, à des températures élevées de l’ordre de 1000°C. Pour prédire efficacement les conséquences d’impacts sur des pales de turbines, des travaux expérimentaux et numériques ont été réalisés sur un monocristal couramment utilisé par Turbomeca. Des essais de compression dynamique à haute température sur barres de Hopkinson permettent d’estimer le seuil de plasticité et l’écrouissage du matériau en fonction de l’orientation du cristal, de la vitesse de déformation et de la température. Les paramètres d’une loi visco-plastique anisotrope sont identifiés pour modéliser efficacement le comportement macroscopique du MC2 sous des chargements intenses et fortement multi-axiaux. Une campagne d’essais balistiques au banc de Safran Snecma a été réalisée sur des plaques et des pales monocristallines à hautes températures. Afin de prendre en compte la fragmentation des profils dans les calculs de perte de pale, un critère en déformation plastique dépendante du taux de triaxialité des contraintes est calibré puis validé par confrontation aux essais de tirs sur plaques. Des mesures de stéréo-corrélation postmortem et des enregistrements à la caméra rapide permettent de valider les simulations. Une pratique de modélisation de la perte d’une pale avec l’outil LS-Dyna a été établie et appliquée à un cas industriel de perte de pale en service. Enfin, en vue de justifier le découplage temporel entre les dommages primaires, liés aux impacts directs sur les premières pales suiveuses, et secondaires, liés aux effets de l’excentration, une approche de dynamique d’ensemble de ligne d’arbre a été développée puis validée
During the certification process of a turbo engine, the engine manufacturer has to demonstrate that the loss of a rotor blade does not lead to the "knocking-off" phenomenon, in other words to the cascading failure of the successive blades. Generally, this demonstration is carried out through a costly rig test driving to the partial destruction of the engine. Thanks to the improvement of computational resources, it is now possible to simulate the transient response of the structure subjected to this complex loading. The knowledge of material behavior turns out to be the essential starting point for the simulation. However, only a few studies have been published on the dynamic behavior of nickel-based single crystal superalloys at high temperature reaching 1000°C. With a view to efficiently predicting the consequences of impacts on turbine blades, experimental and numerical works have been conducted on a single crystal frequently used by Turbomeca. High-temperature dynamic compressive tests on Split Hopkinson Pressure Bars (SHPB) have enabled to estimate the material plasticity level and hardening, depending on the crystal orientation, strain rate and temperature. The parameters of a viscoplastic anisotropic law have been identified to effectively model the MC2 macroscopic behavior under highly intense and multiaxial loading. At Safran Snecma Villaroche, ballistic tests have been undertaken on both single crystal plates and blades under high temperatures. In order to consider the fragmentation of profiles in blade-off simulations, a plastic strain criterion depending on stress triaxiality has been calibrated and validated by comparison with the impacts on blades. Post-mortem digital images correlation measurements and high-speed camera recordings have confirmed these simulations. Using LS-Dyna solver, a blade-off modeling strategy has been created and applied to an actual blade-off industrial case. Finally, a rotordynamics approach has been developed and validated with the aim of separately analyzing the primary damage, caused by direct impacts on the first following blades, and the secondary damage due to the effects of unbalance on a flexible rotor

Lorsqu’un hélicoptère opère dans des conditions givrantes extrêmes, l’accumulation de glace sur les pales peut considérablement impacter les performances de l’appareil. De nombreuses recherches portant sur le développement d’un système de dégivrage à faible consommation et moindre coût ont été initiées ces dernières années. Dans cette thèse, une technique ondulatoire de protection contre la formation de glace sur les surfaces des pales d’hélicoptères est étudiée. La stratégie proposée repose sur l’utilisation d’ondes guidées d’ordre élevé spécifiques pour créer des cisaillements dépassant la force d’adhésion surfacique d’un profil de glace. Des essais ont d’abord été menés pour réaliser le modèle E.F. d’un tronçon de pale, puis une stratégie de réduction de modèle est développée pour la Méthode des Éléments Finis Ondulatoires. Cette formulation s’appuie sur la projection des vecteurs d’état sur une base réduite, constituée des formes d’ondes progressives. Elle permet de réaliser des analyses ondulatoires large-bande dans les structures complexes, 1D ou 2D périodiques. Les ondes guidées sont d’abord examinées dans la pale d’hélicoptère, puis les effets de localisation et de conversion des ondes sont interprétés dans divers guides d’ondes 1D et 2D. Les interactions de ces ondes d’ordre élevé avec les profils d’accrétion de glace, ainsi qu’avec plusieurs types de singularités structurelles, sont analysées au moyen d’une Méthode des Matrices de Diffusion. Une formulation ondulatoire temporelle est ensuite proposée pour l’analyse rapide de la propagation d’un train d’ondes dans les guides d’ondes couplés. Enfin, un réseau d’actionneurs est conçu pour la génération de trains d’ondes d’ordre élevé, et des validations temporelles sont réalisées dans une plaque composite ainsi que dans une pale de Super Puma
When helicopters fly through extreme conditions, ice can aggregate on their blades and seriously affect the aircraft performances. Recently, an increasing research effort was devoted to the development of affordable low power de-icing solutions. In this thesis, a wave-based approach is adopted to prevent and/or remove ice aggregates from the surfaces of helicopter rotor blades. The de-icing strategy uses specific high-order guided waves to exceed the shear adhesion strength of ice accretion profiles. Experiments are conducted in order to update the FE model of a realistic rotor blade, then a Model Order Reduction strategy is developed for the Wave Finite Element Method. It involves a projection of the state vectors on a reduced basis of propagating waves shapes, and enables broadband wave analysis in structurally advanced 1D and 2D periodic structures. Guided wave propagation is studied within a helicopter rotor blade, and wave localization and conversion effects are discussed in various 1D and 2D composite waveguides. The interactions of high-order waves with ice aggregates and other types of structural singularities are also examined by means of a Diffusion Matrix Method. Then, time-domain propagation in coupled waveguides subjected to a wave pulse is analysed through a computationally efficient wave-based formulation. Finally, a smart actuator network is designed for the generation of high-order wave pulses and validations are conducted in a composite plate and a Super Puma rotor blade using time simulation

Le marché de l'énergie distribuée est actuellement en pleine expansion et favorise l'intégration d'une multitude de sources d'énergie, et les machines à combustion interne ne sont pas exclues. Les moteurs à piston sont actuellement les principaux acteurs du marché, en raison de leur rendement élevé et de leur faible coût en capital. Cependant, la réglementation de plus en plus sévère sur les émissions ainsi que les coûts liés à la maintenance et les temps d'arrêt sont prohibitifs pour ce type de machines, en particulier dans le segment de basse puissance et de production d’énergie et de chaleur combinées (CHP). C'est là que les microturbines opérant sous le cycle récupéré – de petites turbines à gaz qui produisent moins de 1 MW de puissance – ont un avantage concurrentiel, grâce à moins de pièces en mouvement, une combustion plus propre et une température élevée d'échappement. Les petites turbomachines récupérées doivent atteindre des températures d'entrée de turbine (TIT) très élevées, requises pour atteindre 40% de rendement thermique. Les céramiques non refroidies offrent une solution très attrayante, avec plusieurs essais mais des résultats peu concluants dans la littérature. Ce travail présente une nouvelle architecture qui prend en charge des pales en céramique monolithique dans un environnement d’opération à chaud. La turbine renversée en céramique (ICT) est constituée d'un moyeu métallique flexible qui fournit une base souple pour les pales individuelles en céramique qui sont supportées par l'extérieur par un anneau en composite carbone-polymère. Les forces centrifuges chargent les pales en compression au lieu d’en tension, exploitant ainsi la résistance en compression typiquement élevée des céramiques techniques. Le document présente la validation expérimentale entreprise pour vérifier l'intégrité structurelle d’un prototype de configuration ICT à petite échelle, dans des conditions de fonctionnement à froid et à chaud, ainsi que les étapes qui y ont mené. Les résultats expérimentaux montrent que l'ICT supporte des pales en alumine dans les tests à froid et le nitrure de silicium pour des températures d'entrée du rotor jusqu'à 1000 K, avec des vitesses de pointe de pale atteignant 271 m/s. L’incursion d’objet domestique, l'événement le plus désastreux à se produire dans les turbines en céramique dans la littérature, n'a pas causé de dommages aux pales dans cette configuration. Ces résultats indiquent que l'architecture ICT est robuste et viable, et que le développement peut être poursuivi pour augmenter la TIT et la vitesse de pointe de la turbine, afin d’éventuellement parvenir à une microturbine récupérée en céramique de 1600 K de TIT.

Ce travail porte sur l'analyse de poutres composites à section complexe. Dans une première partie, l'étude est limitée aux matériaux anisotropes dont un axe d'orthotropie est parallèle à l'axe longitudinal de la poutre. La méthode utilisée est basée sur le principe des travaux virtuels. Le code réalisé à partir de cette théorie permet de calculer toutes les grandeurs caractéristiques d'une section droite. L'étude est complétée par une analyse des problèmes relatifs à la torsion à gauchissement gêné et au couplage torsion-effort normal. La méthode est étendue aux poutres dont l'orientation des axes d'orthotropie des matériaux est quelconque. Ceci est réalisé en utilisant une formumation unifiée du vecteur déplacement et en appliquant le principe des travaux virtuels. Le code de calcul basé sur cette théorie a été développé et il permet de déterminer tous les termes de couplage. Dans la dernière partie, une méthode et un programme sont réalisés pour optimiser la forme d'une section droite pour une masse minimale et avec des contraintes imposées. Ceci est rendu possible grâce au mailleur paramétré développé.

L'equilibrage du rotor principal de certains types d'helicopteres est difficile a realiser. La consequence principale est un niveau vibratoire eleve et inacceptable. Une des principales sources vibratoires est la dissymetrie du rotor, les pales ne presentant pas strictement les memes caracteristiques. L'etude vise a etudier l'influence de defauts de pales sur la charge dynamique engendree en tete rotor ainsi que sur la stabilite de l'helicoptere. Un modele analytique d'appareil, dont le rotor n'est pas isotrope, a ete realise. Il permet de determiner la formulation analytique de la force tournante engendree par les differents defauts de pale. A l'aide de ces resultats, une procedure optimisee de reglage de la voilure de l'helicoptere a pu etre proposee

L'optimisation des rotors d'hélicoptère, tant en termes de forme, de structure interne, ou de performance aérodynamique conduit à explorer de nouveaux types de design pour les pales. L'emploi massif de matériaux composites, le recours à des formes courbes et non plus simplement droites ou encore l'ajustement du vrillage aérodynamique font partie des pistes explorées. Ces nouveaux concepts de pales font apparaitre des comportements élastiques complexes où la torsion, la flexion et l'allongement axial viennent se coupler entre eux. L'étude de ces couplages est réalisée dans le repère tournant afin de pouvoir y intégrer tous les effets inhérents à la rotation des pales. Un élément fini de poutre droite non-linéaire et haute précision est formulé dans ce mémoire afin de répondre aux besoins de modélisation tant pour la prédiction des déformations quasi-statiques sous charge aérodynamique et centrifuge que pour la réalisation d'études dynamiques et de stabilité sur les pales. Le modèle a pour but d'être implémenté dans un code de calcul global de simulation d'hélicoptère et se doit donc de proposer un compromis acceptable entre la précision, la robustesse et le temps de calcul. La validation du modèle proposé s'appuie sur des études analytiques, numériques et expérimentales. La grande précision de l'élément fini proposé est démontrée sur des pales de dernière génération. Il est maintenant attendu que le couplage de ce modèle élastique avec les modèles aérodynamiques les plus avancés permette d'améliorer sensiblement la précision des outils de simulation, en particulier lors de l'étude de phénomènes instables dont la maitrise est indispensable au vol de l'hélicoptère
Structural, shape and performances optimization in helicopter rotor leads to design composite blades initially curved and twisted. This design yields a highly coupled behavior between torsion, longitudinal and bending motions of blades. Besides, dynamic studies of blades have to be performed in the rotational frame, so that all rotatory effects could be siezed by the modeling. A highly accurate non-linear straight beam finite element is proposed to predict the static deformation under aerodynamic and centrifugal loads and achieve dynamic and stability analysis. This elastic model is to be implemented in a comprehensive rotorcraft analysis code, which means accuracy, reliability and calculation time compromise. Model validation is based on analytical, numerical and experimental investigations. The developed model reveals to be very accurate for new blade design including important twist angle and initially curved shape. It is expected to improve prediction quality for full helicopter simulation tools, undergoing strong coupling with advanced aerodynamic model

Ce mémoire de thèse se fixe comme objectif d'analyser l'aérodynamique d'un rotor d'hélicoptère en configuration de vol d'avancement, et plus particulièrement de réaliser une nouvelle approche de la mesure des efforts aérodynamiques (trainée, portance) s'exerçant sur la pale du rotor d'hélicoptère. L'écoulement autour des pales en rotation et dans le sillage proche a pu expérimentalement être analyse très finement à partir de différentes techniques de mesure (balance rotative, anémométrie a fil chaud) et en particulier par la mesure du champ de vitesse obtenues par une méthode avancée de vélocimétrie laser à fibre optique et à grande distance focale. Une nouvelle méthode, basée sur l'utilisation de l'équation de quantité de mouvement, a été développée. Elle permet, par l'écriture de tous les termes en fonction du champ de vitesse, d'étudier leur différent ordre de grandeur et de quantifier en particulier le potentiel des vitesses/t qui apparait dans l'équation de Bernoulli. Les résultats tendent à prouver que les effets 3d sont faibles, c'est à dire que les termes volumiques peuvent être négligés. Considérant l'écoulement comme bidimensionnel, la loi de Kutta-Joukowsky a pu être appliquée avec succès pour calculer la portance du profil en rotation.

Cette thèse décrit les développements d'algorithmes non-linéaires rapides pour la résolution numérique de l'aéroélasticité d'ailes rotatives. L'objectif principal de cette thèse est le développement de la méthode aérodynamique qui est ensuite couplée à un solveur structurel pour produire des simulations aéroélastiques. Pour le modèle aérodynamique, une méthode dite à fidélité médium basée sur les méthodes potentielles est choisie pour capturer des interactions aérodynamiques et des phénomènes négligée par les méthodes à basse fidélité tout en obtenant les résultats à un coût de calcul significativement plus bas que les méthodes à haute fidélité basées sur les équations Unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes (URANS). La structure des pales est modélisée avec des éléments de poutre de type Euler-Bernouilli dans une méthode d'éléments finis (FEM) pour obtenir les déflexions aéroélastiques.Les principaux objectifs de la thèse sont:- Améliorer la prédiction d'une méthode à fidélité médium des efforts aérodynamiques générés par les pales sans augmenter significativement le coût de calcul.- Assurer la stabilité numérique en vol surplace, avec ou sans effet de sol.- Exposer la sensibilité de la méthode par rapport à ses paramètres.- Coupler la méthode aérodynamique à un solveur structurel pour effectuer des simulations d'aéroélasticité quasi-statique.Le premier objectif est atteint avec la Unsteady Vortex Lattice Method (UVLM) et ses modifications par rapport à la méthode classique pour effectuer des simulations d'ailes rotatives. L'amélioration de la prédictions des efforts est accomplie via un couplage non-linéaire visqueux et non-visqueux (NL-UVLM) qui est bien connu pour l'aérodynamique d'ailes fixes, mais qui est plus rarement utilisé pour l'aérodynamique d'ailes rotatives.La méthode NL-UVLM est stabilisée en surplace, surtout en effet de sol, avec le remplacement des panneaux à connexion rigide par des particules libres de mouvement dénommées Vortex Particles Method (VPM). Toutefois, l'introduction des particules de vortex cause deux difficultés: 1) l'augmentation du coût de calcul et 2) l'instabilité numérique. Le premier problème est adressé en utilisant la Fast Multipole Method (FMM) pour réduire la complexité numérique. L'instabilité numérique est contrôlée en ajoutant une viscosité de la Large Eddy Simulation (LES). Les résultats de la NL-UVLM-VPM comparent bien pour les coefficients globaux, les charges réparties et le coefficient de pression avec les résultats de plusieurs méthodes à haute fidélité et expérimentaux.Les effets des différents paramètres du modèle sont explorés puisqu'ils jouent un rôle important sur la robustesse et la précision. Le chapitre conclue que la NL-UVLM-VPM peut produire des simulations stables et cohérentes sur de longues durées et obtenir des résultats en bonne adéquation avec l'URANS 3D si les paramètres sont choisis avec précaution.Le travail ici présenté s’appuie sur un précédent projet qui avait couplé la méthode VLM stationnaire à un modèle FEM non-linéaire pour simuler l'aéroélasticité statique d'ailes d'avions. Le logiciel est améliorer pour pouvoir simuler l’aéroélasticité quasi-statique de pales de rotor. La force centrifuge, nécessaire pour une prédiction adéquate de l'aéroélasticité d'ailes rotatives, est ajoutée explicitement comme une force externe dans le FEM. La méthode est vérifiée en comparaison avec d'autres simulations FEM de la littérature et les différents paramètres structuraux sont testé sur un cas simplifié de rotor à une seule pale. Les résultats aéroélastiques sont cohérents avec le comportement attendu de chaque paramètre structural. Finalement, une comparaison avec l'approche expérimentale développée dans le cadre de ce projet est présentée.La méthode présentée dans cette thèse pourrait trouver des applications pour la conception aéroélastique d'ailes rotatives, d'éoliennes et d'hélices tout en améliorant la fidélité de simulateurs de vol
This thesis describes the developments of rapid non-linear computational algorithms for rotary-wing aeroelasticity. The main focus of this thesis is the development of the aerodynamic method that is then coupled with a structural solver to produce aeroelastic simulations. For the aerodynamic model, a so called medium fidelity tool based on the potential methods is chosen to capture aerodynamic interactions and phenomenon neglected by the faster low fidelity methods while obtaining the results at a much reduced computational cost compared with the higher fidelity methods based on the Unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes (URANS) equations. The blades structure is modeled with Euler-Bernoulli beam elements in a Finite Element Method (FEM) to obtain the aeroelastic deflections.The thesis begins with an introduction, followed by an extensive literature review comparison and a small chapter presenting the overarching methodology. Then, the main research objectives are covered in the following chapters and the thesis ends with a conclusion that summarizes the work and presents recommendations. Some optional supplementary materials can be found after the references in the appendices.The main objectives of the thesis are:- Improve the aerodynamic blade loads prediction of a medium fidelity method without increasing significantly the computational cost.- Ensure numerical stability in hover flight, with or without ground effect.- Expose the method sensitivity to its parameters.- Couple the aerodynamic method with a structural method to perform quasi-static blade aeroelasticity simulations.The first objective is obtained with the Unsteady Vortex Lattice Method (UVLM) and its modifications from the classical method to perform rotary wing simulations. The improvement of load predictions is accomplished via non-linear viscous-inviscid coupling (NL-UVLM) that is well known for fixed-wing aerodynamics, but was more rarely used for rotary-wing aerodynamics.The NL-UVLM method is stabilized in hover, especially in ground effect, with the replacement of tightly linked wake panels by free moving particles, namely the Vortex Particles Method (VPM). However, the introduction of vortex particle causes two difficulties: 1) the increase of the computational cost and 2) numerical instability. The first issue is addressed by using the Fast Multipole Method (FMM) to reduce computational complexity. The numerical instability is controlled by adding a Large Eddy Simulation (LES) viscosity. The NL-UVLM-VPM results compare well for the global coefficients, distributed loads and pressure coefficients with many higher fidelity methods and experimental results.The effects of the parameters of the model are explored since they play an important role in its robustness and accuracy. The NL-UVLM-VPM can produce stable and consistent long-time running simulations and obtain results in good agreement with 3D URANS if the parameters are carefully selected.The present work builds upon a previous project that had coupled steady VLM method to a non-linear FEM model to simulate static aeroelasticity of airplane wings. The software is improved to simulate quasi-static rotor blade aeroelasticity. The centrifugal force, necessary for accurate rotary-wing aeroelasticity, is added explicitly as an external force in the FEM. The method is verified compared to other FEM simulations from the literature and the different structural parameters are tested on a simplified single bladed rotor test case. The aeroelastic results are consistent with the expected behavior for each structural parameter. Finally, comparison with the experimental approach developed in the context of this project is presented.The method presented in this work could find applications in rotary-wing, wind turbine and propeller aerodynamic and aeroelastic design while improving the fidelity of flight simulators

L'industrie aéronautique cherche à réduire son empreinte environnementale et à augmenter son efficacité. Un axe de recherche porte sur la conception de moteurs plus efficients comme le CROR, pour Counter Rotating Open Rotor. Ce moteur reprend les éléments des turboréacteurs en changeant sa soufflante carénée par doublet d'hélices contrarotatives non caréné qui augmente son rendement. Il est environ 30 % plus économique qu'un turboréacteur de puissance équivalente, mais génère un bruit important.Ce bruit a plusieurs origines, dont la principale en basse vitesse (situation de décollage ou d'atterrissage) vient de l'interaction entre les hélices du doublet. La composante la plus importante dans cette interaction est l'interaction entre l'hélice aval et les tourbillons marginaux issus de l'hélice amont. Le mécanisme de génération de bruit de cette interaction est complexe. Il a été montré dans des travaux précédemment menés à l'Onera que le type de tourbillon a une influence sur le bruit généré.L'objectif de cette thèse est d'étudier le rayonnement acoustique de l'interaction orthogonale entre un tourbillon et une pale en rotation. L'étude porte sur des configurations simplifiées (pale simpliste, tourbillons analytiques).Le but est d'identifier et de hiérarchiser les paramètres déterminants de cette interaction, c'est-à-dire la géométrie de la pale et les propriétés du tourbillon, sur le bruit rayonné, puis de trouver une configuration silencieuse.Pour cela, une étude paramétrique est mise en place. Cette étude se base sur une approche numérique et utilise les codes de calcul Cassiopée et Kim développés à l'Onera. La modélisation physique utilise les équations d'Euler instationnaires dans leur formulation tridimensionnelle et compressible pour la dynamique des fluides et les équations de Ffowcs-Williams et Hawkings dans leur formulation sur surface solide en rotation pour le rayonnement acoustique. Les simulations sont réalisées à un ordre élevé et utilisent la méthode Chimère. L'analyse porte à la fois sur la réponse aérodynamique en champ proche et sur le rayonnement acoustique en champ lointain.À partir des résultats de cette étude paramétrique, il est prévu de rechercher des critères de design pour la réalisation de pales optimales et silencieuses.Il est ensuite prévu d'étudier, avec ces critères, la conception d'hélices de CROR valides autant sur le plan acoustique que sur le plan aérodynamique. Les applications de la thèse ne se limitent cependant pas qu'à ce moteur, mais à n'importe quelle configuration où la trajectoire d'une pale croise un tourbillon, comme sur un hélicoptère par exemple, pour l'interaction entre le sillage du rotor principal et le rotor de queue
The aeronautics industry focuses on decreasing its ecological footprint and increasing airplanes efficiency. One way for this is to design more efficient motors, like CROR, for Counter Rotating Open Rotor. This engine, also called propfan, is quite close to a turbofan, but with a pair of counter rotating propellers instead of ducted fan, which increase its yield. The efficiency is about 30 % higher than a turbofan of equal power, but it generates a lot of noise.This noise has several causes, the main one at low speed (typical takeoff or landing situation), is due to the interaction between propellers. The higher contribution to this interaction is the interaction between rear blades and tip vortexes generated by front blades. The noise generation process of this interaction is complex. It has been shown in previous studies at Onera that vortex kind plays an important role on the generated noise.The goal of this thesis is to identify and classify the influent parameters of this interaction on the noise generation, especially the blade geometry and the vortex properties, and then, to find a silent configuration.To this aim, a parametric study is set up. This study is based on a numerical approach and uses the Cassiopée and Kim computational softwares, developed at Onera. Physical models uses Euler unsteady equations, in their three dimensional and compressible expression, for the CFD and Ffowcs-Williams and Hawkings equations, in their rotating solid surface expression, for the CAA. Simulations are run on high orders schemes and use the Chimera method. Analyses are based on both close field fluid dynamics and far field acoustics.With the results of this parametric study, silent and optimal blades design criteria will be find out.Then, with these criteria, it will be possible to design CROR blades which are aeroacoustically efficient as well as aerodynamically efficient. The outcomes of this thesis are not limited to CROR situation only: any configuration where a blade crosses a vortex orthogonally can benefits from this study, by instance the interaction in a helicopter between the main rotor flow and the tail rotor blades

L’aérodynamique de l’hélicoptère est fortement impactée par les tourbillons générés aux extrémités de pales. La complexité des phénomènes en jeux et l’insuffisance de données expérimentales locales font du design d’extrémité un véritable défi. Cette étude propose une nouvelle approche dédiée à l’étude des extrémités en vol stationnaire. Une méthode numérique rapide et précise est mise au point afin d’étudier une extrémité de pale en rotation comme une extrémité d’aile fixe. Chaque étape de la construction de la méthode est validée par des comparaisons détaillées avec des données expérimentales publiées. Le code CFD elsA est dans un premier temps utilisé pour mettre en place une méthode de calcul basée sur la résolution des équations Reynolds-Averaged Navier-Stokes en stationnaire. La convergence de la solution et l’indépendance au maillage et aux paramètres numériques sont étudiées en détail en deux, puis en trois dimensions. La précision importante de la solution numérique permet d’analyser finement la physique de l’enroulement tourbillonnaire en extrémité. Des géométries tronquée et arrondie sont étudiées en détail, et révèlent la présence de systèmes tourbillonnaires complexes. Puis la nouvelle méthode d’adaptation pale en rotation / aile fixe est présentée. Une méthode de calcul hybride est mise au point entre le code de mécanique du vol HOST et le code elsA. En repère fixe, l’aérodynamique globale sur la pale et locale en extrémité est calculée fidèlement pour toutes les configurations étudiées. Comparée aux méthodes d’adaptation précédemment publiées, cette nouvelle stratégie offre une amélioration considérable concernant la simulation de l’aérodynamique de pale
Helicopter aerodynamics is strongly influenced by the vortices generated from the rotor-blade tips. The design of efficient tip shapes is a challenging task because of the complexity of the aerodynamic phenomena involved and the lack of local blade-tip flow measurements. This work provides a contribution to the design of helicopter tips in hover. An efficient, relatively simple and quick numerical method is set up to study rotating blade tips in fixed-wing configurations. The accuracy of the method is shown at each step of the construction by comprehensive comparisons with reliable experimental data from the literature. First, an efficient steady Reynolds-Averaged Navier-Stokes method is constructed using ONERA's elsA code. Comprehensive studies of convergence, grid dependence and sensitivity to the numerical method are performed in two and three dimensions. The very good agreement of the solution with measurements and the accuracy of the numerical method allow a physical analysis with unprecedented detail of the vortex generation and roll-up near square and rounded wing tips. The new methodology of framework adaptation is then presented. An uncoupled hybrid strategy is set up using AIRBUS HELICOPTERS' Comprehensive Analysis code HOST and the Computational Fluid Dynamics solver elsA. Global and local performance calculations are validated for all investigated test cases. Comparison with previously published adaptation methods indicates considerable improvement in the prediction of the blade aerodynamics

Une technique de modelisation est developpee afin de simuler un rotor d'helicoptere a basse vitesse et en vol de descente. Elle consiste a coupler un code potentiel complet 3d instationnaire avec un nouveau code derive d'une methode ligne portante avec segments tourbillonnaires. Ce nouveau code inclut la mise en equilibre du sillage, afin de pouvoir rendre compte des interactions pale-tourbillon. La partie du sillage interagissant avec la pale est isolee et introduite dans le code 3d par une approche surface portante. La methode est validee avec des essais en vol du sa 349 gazelle et des essais en soufflerie du rotor americain ols

Mécanismes de production d'une composante de bruit du rotor principal d'un hélicoptère appelé BWI qui apparaît lors d'une interaction pale-tourbillon perpendiculaire. Analyse des pressions sur pale obtenues en soufflerie pour une configuration de BWI intense et développement d'un modèle théorique de stabilité de deux filaments rectilignes parallèles porteurs de la même circulation. Avec simulation numérique de l'instabilité de courte longueur d'onde des filaments
Understanding the mecanisms responsible for the BWI noise of helicopter main rotor which occures during perpendicular blade-vortex interaction. An extensive analysis of the blade pressure is performed to get a deeper insight of the BWI mecanism. A stability analysis of modelization of the incident flow (two rectilinear and parallel filaments) is undertaken. The numerical and theoritical results are found to be in good agreement and consistent with the proposed instability hypothesis

Visualisation de l'ecoulement montrant l'existence de deux tourbillons d'extremite. Determination des distributions de circulation autour de certaines demi-ailes a partir de mesures soit de vitesse de l'ecoulement en aval de la maquette, soit de pression a la paroi le long de l'envergure de la demi-aile et sur ses deux faces. Etude en soufflerie de l'interaction tourbillon-pale d'helicoptere

Cette étude est une contribution à la modélisation à l'impact de pales d'hélicoptère. Des essais d'impact sur des tronçons de pales ont été réalisés à différents niveaux d'énergies, à l'aide d'un canon à gaz comprimé. Ces essais ont permis de dresser l'état des endommagements en fonction de la vitesse d'impact. Des essais complémentaires ont montré que la structuration de la stratification et le renforcement de la peau modifie le comportement à l'impact de la pale. Une méthode de modélisation est développée sur le code explicite RADIOSS. Il s'agit de gérer la dégradation du bord d'attaque qui apparaît sous la forme d'une rupture de la résine et apparition des paquets de fibres en modélisant la résine par des éléments 3D endommageables et les paquets de fibres par des éléments 1D. La modélisation des décollements est réalisée par une couche d'éléments endommageables de faibles dimensions. Pour enrichir la modélisation proposée et afin de prendre en compte tous les types de décollement observés expérimentalement, une approche locale globale pour la modélisation du délaminage est développée. Cette approche construite sur un élément de volume spécifique PEC est basée sur la méthode de VCCT. Elle est validée à travers la simulation des différents essais de poutre DCB, ELS, ENF et ADCB
This study is a contribution to the modelling of impact on helicopter blades. Experimental tests of impact were made with a compressed gas gun on sections of blades at different levels of energy. These tests were used to establish the damage in terms of impact velocity. Additional tests showed that the stratification and the reinforcement of the skin change the behaviour of the blade during the impact. A modelling approach is developed with the finite element code RADIOSS. It consists in controlling the degradation of the front edge that appears by a break of the resin and by the appearance of bundles of fibers. This approach is realised by modelling the resin with 3D damaged elements and the bundles of fibers by 1D elements. Delamination was modelled with a thin layer of damaged elements. To enrich the proposed modelling and to take into account all types of delamination observed experimentally, a local global approach for modelling the delamination is developed. This approach, built with the use of a specific 3D element PEC, is based on the VCCT method. It is validated through the simulation of different beam tests DCB, ELS, ENF and ADCB

Ce memoire est consacre a l'etude numerique de l'ecoulement compressible autour du rotor d'helicoptere en vol stationnaire. Le phenomene tourbillonnaire complexe engendre par la rotation des pales est preponderant dans cette configuration de vol car la nappe interagit avec les autres pales. Tout d'abord, la simulation de l'ecoulement autour du rotor est realisee a partir de la resolution des equations de reynolds fermees par un modele de turbulence algebrique. La formulation initiale des equations resolues dans le logiciel canari par un schema centre d'ordre 2 de type jameson, est modifiee afin d'obtenir les equations discretisees dans la formulation la mieux adaptee a la simulation de l'ecoulement autour du rotor en vol stationnaire. L'outil de maillage developpe pour la resolution des equations d'euler est etendu au cas visqueux. Les resultats obtenus sur un rotor bipale sont compares et analyses. La prise en compte des effets visqueux permet de prevoir un tourbillon d'extremite de plus forte intensite que dans le cas des equations d'euler. Cependant la dissipation numerique, inherente a une approche discrete, a pour consequence une diffusion rapide de la nappe tourbillonnaire des que l'on s'eloigne de la pale. Une methode de couplage des representations eulerienne et lagrangienne des equations est developpee pour reduire les effets de la dissipation numerique. La methode est basee sur une correction locale apportee par la solution lagrangienne dans les zones tourbillonnaires. Les equations, leurs discretisations et les outils d'interpolation sont detailles. Cette methode, appliquee a la resolution des equations d'euler, est validee pour l'advection d'un tourbillon 2d instationnaire dans un canal en ecoulement compressible et pour la simulation de l'ecoulement 3d stationnaire autour d'une aile. On montre que la correction locale lagrangienne permet de conserver la concentration du tourbillon loin de l'aile. Cette approche economique en temps calcul est prometteuse en vue d'etre appliquee plus tard au rotor d'helicoptere.

Les travaux présentés ici portent sur l’exploration et la modélisation de l’écoulement à travers les rotors éoliens. Le but est de proposer un modèle hybride de surface active permettant de simuler rapidement l’écoulement et d’être intégrable dans un calcul de couplage fluide structure. Les travaux de modélisation sont accompagnés par des explorations à l’aide de la PIV et de l’anémométrie à fil chaud. Ces explorations d’écoulement autour d’une éolienne et autour des profils de pales en rotation, ainsi que le développement d’une méthode d’analyse de l’écoulement, ont permis de fournir les données nécessaires pour le calcul et notamment les caractéristiques 3D du profil en rotation. Les autres mesures réalisées ont servi comme base de données pour valider le modèle proposé. Dans les travaux de simulations, un nouveau modèle hybride, basé sur la surface active, est développé. Le calcul à l’aide du modèle proposé est un calcul itératif mené par un solveur d’équations de Navier-Stokes. Un logiciel spécifique est créé et intégré au solveur afin de déterminer les efforts appliqués sur les surfaces actives à chaque itération. Pour le calcul de puissance, les résultats du modèle sont comparés avec les données expérimentales issues des essais NREL Phase VI dans la soufflerie de la NASA Ames. En ce qui concerne les champs de vitesse autour des profils des pales et au travers du rotor, le calcul est comparé avec les données expérimentales obtenues dans le cadre de cette thèse, dans la soufflerie d’Arts et Métiers ParisTech. L’étude menée par la suite prouve que ce modèle est bien adapté pour l’étude des éoliennes à pales déformables où l’on doit tenir compte du couplage « fluide-structure ». Pour valider la méthode proposée pour l’étude des éoliennes à pales déformables, l’étude est faite dans le cas de l’éolienne NREL Phase VI. Les résultats de simulation sont comparés avec les données expérimentales et montrent la faisabilité et l’efficacité du modèle et de la méthode de couplage
This work presents the exploration and modeling of flow past wind turbine rotor. The aim is to propose an actuator surface hybrid model to simulate rapidly the flow and also be coupled with structure solver for fluid structure interaction. Besides numerical simulation, the PIV and hot wire explorations are also carried out. These explorations of flow around the wind turbine and rotating blades airfoil have provided the data necessary to calculate 3D airfoil aerodynamic performance while in rotation. The results of these measurements are also used to validate the proposed model. The new actuator surface model is developed to model the flow around wind turbine rotor. To implement the proposed model, Navier-Stokes solver is used. Specific software is created and integrated into the solver to determine the forces applied on the blade surfaces after each iteration. The aerodynamic performance obtained by this hybrid model is compared with experimental data of NREL Phase VI obtained in wind tunnel at NASA Ames. Whereas, the velocity field around the blade airfoil and flow past the rotor are compared with experimental data obtained in this research work in the wind tunnel of Arts et Metiers ParisTech. Further research shows that this model is well suited for the study of flexible wind turbines blades, where it is needed to take into account the fluid-structure interaction. To validate the proposed method for the flexible blades, a study is also conducted for the case of the NREL Phase VI wind turbine. The simulation results are finally compared with experimental data which show the feasibility and effectiveness of the proposed model and the coupling method

Cette these porte sur la prevision du bruit emis par un rotor principal articule d'helicoptere, notamment en presence d'interactions pale-tourbillon, dont le bruit tres impulsionnel constitue une forte nuisance sonore au voisinage des heliports. La formulation temporelle employee pour le calcul acoustique, fondee sur l'equation de ffowcs williams et hawkings et etablie dans un repere lie a l'helicoptere, est detaillee et expliquee physiquement. Elle fournit les expressions des bruits d'epaisseur et de charge a l'origine du programme paris particulierement adapte a la prevision du bruit d'interaction pale-tourbillon. Le phenomene d'interaction est d'abord analyse dans des configurations theoriques simples afin d'en degager les mecanismes de formation de bruit, et afin de quantifier l'influence acoustique des principaux parametres. Ensuite, une technique nouvelle d'interpolation iso-evenement en envergure permettant de reduire le temps de calcul et la memoire necessaire est presentee, ainsi qu'une methode de localisation des interactions les plus bruyantes. La prevision du bruit d'interaction pale-tourbillon, obtenue a l'aide d'une chaine de calcul dont le code paris est le dernier maillon, est validee par comparaison avec des essais en soufflerie anechoique, dans le cas d'un rotor classique, et dans le cas d'un rotor a pales souples avec un controle multicyclique du pas

Le développement du trafic aérien autour des agglomérations est limité notamment par les nuisances sonores qu'il engendre. Il est donc indispensable de parvenir à comprendre l'origine de ces phénomènes afin d'en réduire les effets. Les hélicoptères, qui sont amenés à survoler les agglomérations à basse altitude, font ainsi l'objet de nombreuses études. Le but principal de notre étude est de développer des méthodes numériques permettant d'évaluer le rôle des instabilités elliptiques de tourbillons dans la production du BWI. La première partie de cette thèse s'intéresse aux caractéristiques du bruit produit par l'interaction d'une pale avec un tourbillon instable. Pour ce faire, une simulation des instabilités elliptiques se développant dans une paire de tourbillons analytiques corotatifs parallèles rectilignes uniformes est d'abord réalisée. Ensuite, un outil numérique, basé sur la théorie d'Amiet, est développé pour obtenir les perturbations de pression sur pales issus d'une interaction entre une pale et le tourbillon instable. Un bon accord est trouvé entre ces résultats et les données expérimentales. Dans une deuxième partie nous nous intéressons à l'influence des caractéristiques géométriques du tourbillon d'extrémité de pale jeune isolé (coeur du tourbillon elliptique, trajectoire courbe) sur le développement des instabilités elliptiques. Pour cela le profil d'un tourbillon d'extrémité de pale a été calculé au moyen du code volumes finis. Une étude linéaire a ensuite été menée en considérant cette solution comme champ porteur, au moyen d'une méthode Euler linéarisée harmonique développée et validée au cours de cette thèse.

L'etude menee suivant l'aspect experimental, vise a degager l'influence de differents parametres lies aux pales de rotor d'helicoptere sur la structure tourbillonnaire emise en extremite de pale. Cette analyse experimentale conduit a etablir des lois semi-empiriques d'evolution de l'intensite tourbillonnaire qui sont correlees aux donnees sur la pale. Les mesures ont ete realisees a l'aide de differentes techniques: visualisation par la technique du traitement d'images, anemometrie a fil chaud, velocimetrie doppler laser, balance rotative six composantes. Les quantites globales et locales ont ete mesurees pour differentes configurations de rotor. A partir de la banque de donnees acquises, une formulation empirique de la distribution d'intensite a ete realisee, permettant ainsi d'etablir un modele de correlation pale-sillage reliant les distributions de circulation sur la pale et les distributions d'intensite tourbillonnaire dans le sillage

Les essais en environnement libre et en soufflerie ont été effectués pour étudier la performance propulsive et la déformation de pales de référence et de pales souples. La poussée et le couple ont été évalués par deux méthodes: une mesure directe par balance et une estimation indirecte par bilan de quantité de mouvement, les deux méthodes ayant leurs avantages et limitations respectifs. La méthode indirecte s’est construite sur l’acquisition de champs de vitesse obtenus par PIV et s’appuie sur une estimation de la pression par mise en œuvre de l’équation de Poisson. En vol stationnaire, les pales flexibles ne peuvent pas aider à l’amélioration du rendement en mode rotor (FM), à chargement faible, puisque la distribution de vrillage est sans doute assez éloignée de l’optimal de vol stationnaire. En vol avancé, le rendement propulsif des pales flexibles est la plupart du temps plus élevé que l’hélice rigide de référence en raison de la torsion bénéfique généré en rotation. Dans le cas des pales flexibles, la vitesse axiale se trouve être inférieure au cas rigide, à même station aval; ceci correspondant à la la déformation de vrillage négatif. Pour les deux pales, la différence de poussée entre celle déduite du champ PIV test 2et celle obtenue avec la balance est plus grande que la différence entre les valeurs déduites du champ PIV test 1 et de la mesure directe. La technique de mesure laser pour les déplacements(LDS) a été utilisée pour mesurer la déformation stationnaire des pales lors de leur rotation. Par analyse du nuage de points mesurés par la LDS, la flexion et la torsion de la lame en rotation ont été identifiées à l’aide des régressions multiples
The wind tunnel tests were conducted to explore the performance difference caused by the potential twist deformation between baseline blades and flexible blades. The balance was built in SaBre wind tunnel for measuring the thrust and torque of blades. The BEMT predictions of blades with varied twist were also performed in hover and forward flight, respectively. In hover,flexible blades cannot help in improving the FM at light disk loading since the twist generated on flexible blades is probably beyond the ideal hover twist. In forward flight, the propulsive efficiency η of flexible blades is mostly higher than baseline blades due to the beneficial twist generated in rotation. A Particle Image Velocimetry (PIV) approach of loads determination was developed based on control volume method to obtain thrust and torque of small-scale proprotor,especially for off-optimum conditions. The pressure Poisson equation was implemented for the pressure estimation based on the PIV velocity data. The axial velocity of flexible blades is found to be lower than baseline blades on the same station at downstream. This corresponds to the lower inflow ratio distribution along flexible blade, which results from the negative twist deformation. For both baseline blades and flexible blades, the thrust differences between PIV test 2 and balance are larger when compared to the differences between PIV test 1 based on nearfield and balance. The Laser Displacement Sensor (LDS) technique was employed for measuring the stationary deformation of rotating flexible blades. By obtaining the LDS point cloud, the bending and torsion of the rotating blade were identified using the multiple regressions

Cette these s'inscrit dans le cadre des travaux relatifs au bruit d'interaction pale-tourbillon d'un rotor principal d'helicoptere. Elle concerne la prevision des fluctuations de pression sur les pales, qui sont les principales sources sonores produites par ces interactions. La premiere partie du memoire est consacree a l'etude de l'interaction bidimensionnelle profil-tourbillon, en fluide parfait incompressible. Les calculs sont effectues par une methode integrale et prennent en compte la deformation du tourbillon lors des interactions fortes. Plusieurs modelisations du tourbillon sont etudiees et leur influence sur la reponse du profil est analysee. Les previsions sont comparees a d'autres resultats theoriques et a l'experience. La methode de calcul est ensuite exploitee pour degager le role des principaux parametres de l'interaction forte. Dans la seconde partie du memoire, elle est appliquee au rotor d'helicoptere, apres transposition du probleme tridimensionnel reel en un probleme multi-bidimensionnel. La position et la circulation des tourbillons sont obtenues par une modelisation de l'enroulement du sillage des pales. Une loi d'evolution de leur rayon visqueux est proposee. Les effets d'envergure finie et de la compressibilite sont introduits au moyen de corrections. La demarche est validee par les comparaisons avec l'experience dans le cas d'un rotor en interaction avec un tourbillon impose et dans celui d'un rotor en interaction avec les tourbillons de son sillage. Une synthese des capacites du calcul et de ses limitations est faite en conclusion et des perspectives sont indiquees

Le sujet d'étude est la réponse d’un système mécanique déterministe en rotation et soumis à des sollicitations stochastiques. Pour cela, un modèle mécano-probabiliste est développé, résultant de la combinaison de deux éléments : le système mécanique au comportement dit non-standard, et les sollicitations, représentées par un champ stochastique corrélé. L'application vise l'analyse fiabiliste d’une hydrolienne, décrite par un modèle mécanique d’ordre réduit. Plusieurs méthodes sont présentées, comparées et leurs limitations sont mises en évidence. Les résultats obtenus sont contrastés avec ceux de la bibliographie. En particulier, l’aspect innovant se trouve dans le type de quantité mécanique modélisée, le traitement et l'interprétation des quantités modales, et le type de processus stochastique considéré comme sollicitation. Plus précisément, le modèle dynamique développé décrit une classe de systèmes mécaniques de type rotor-pale. Il a été construit par une combinaison judicieuse de résultats des domaines de l'éolien, l'hydrolien, la dynamique des rotors et des vibrations mécaniques. La formulation lagrangienne de la mécanique analytique est utilisée pour obtenir les équations du système dynamique. L'assemblage obtenu avec des composants élastiques linéaires, introduits avec leur comportement modal, produit des termes instationnaires, résultant dans des équations différentielles ordinaires à coefficients périodiques. Pour l'analyse de ce problème mécanique déterministe, l’analyse modale numérique traditionnelle est ici étendue grâce à la théorie de Floquet. La réponse du système est formulée en termes des exposants caractéristiques du système et des vecteurs propres de Floquet, ou vecteurs propres périodiques, permettant une représentation modale de la matrice de transition de Floquet. Diverses méthodes peuvent alors être appliquées pour l'analyse modale du système et on propose une nouvelle méthode basée sur la représentation temps-fréquence grâce aux ondelettes périodiques généralisées. Pour considérer les sollicitations aléatoires instationnaires et non-gaussiennes, on utilise une écriture innovante pour la propagation des moments. L’avantage de cette technique vient de l’aspect pratique et systématique des développements, ce qui est particulièrement avantageux lorsqu'elle est appliquée à des champs spatio-temporels instationnaires. En combinant cette technique avec une méthode d’estimation de la densité de probabilité basée sur le principe d’entropie maximale, nous arrivons à l’estimation de la distribution des valeurs extrêmes de la réponse cherchée en considérant le problème de dépassement d’un seuil par ce processus instationnaire, permettant ainsi la résolution du problème posé en termes de fiabilité dépendante du temps
The response of a deterministic rotating mechanical system under stochastic excitation is studied. A mechanical-probabilistic model is developed to combine the relevant characteristics of both aspects of the study: the behavior of this non-standard class of mechanical system and the random properties of correlated stochastic fields describing load processes. The results are applied to a reliability analysis of a reduced order model of a tidal turbine. Semi-analytic and empirical ( in the Monte-Carlo simulation sense) results are obtained, compared and contrasted. The results are framed with respect to the existing literature, and it is found that they provide an innovative treatment of the problem, in terms of the dynamical choices reflected in the model, in the presentation and interpretation of the modal aspects of the system, and in the type of stochastic inputs considered. We develop a dynamical model describing a broad class of mechanical system that models a rotor-blade structure. The model is informed by careful consideration of previous results, with the aim of constructing a reduced model that captures essential characteristics of the vibratory behavior of the structure. Lagrangian formalism is utilized to obtain the equations of motion. The presence of elastic components, which are discretized in a modal way, results in a system of ordinary differential equations with periodic coefficients. The Floquet theory of Linear time-periodic systems is applied on the deterministic dynamical model to synthesize an extension of traditional modal analysis to systems with periodic coefficients. The response of the system is formulated in terms of Floquet exponents and the associated Floquet periodic eigenvectors, from which the Floquet State Transition Matrix can be obtained. Several methods are applied to the modal study of the system, and a new time-frequency approach is proposed based on PGHW wavelets and its associated scalogram. Using an innovative notation to describe probabilistic moments of stochastic quantities, a moment propagation scheme is presented and exploited. The advantages of the treatment, particularly in the case of spatio-temporal stochastic fields, is in its applicability and systematic structure of development. This moment propagation strategy is coupled with a maximum entropy formulation to reconstruct the probability density function of the response and obtain important descriptors of the response, such as the Extreme Value Distribution. The moment propagation technique presented is applied to nonstationary processes. The results from Modal Floquet theory are integrated into this analysis. The problem of crossings of a certain threshold is considered for this type of nonstationary stochastic process. Their response is shown to yield a time-dependent reliability problem, which is resolved using the estimated EVD and then by numerical simulation

La mesure de la vitesse au sein de la couche limite developpee sur voilure tournante par des methodes classiques de velocimetrie laser doppler (vld) fixes dans le repere lie au laboratoire demande a etre ameliorees : compte tenu de l'incertitude sur le positionnement du volume de mesure a proximite de la surface en rotation. C'est ainsi qu'un nouveau systeme de velocimetrie laser embarquee (vle) dans la pale d'un rotor pour la mesure bidimensionnelle des profils de vitesse dans le repere tournant a ete developpe dans le cadre de la presente these. Cette methode se base sur un systeme classique de vld, pour lequel la tete optique, qui constitue l'element terminal du systeme de mesure, est embarquee dans la pale en rotation. A l'emission comme a la reception, le passage de la lumiere entre la source fixe et la tete optique en rotation, est realise par un transmetteur optique tournant specifique. Il est devenu ainsi possible, de mesurer en temps differe, deux composantes de la vitesse de l'ecoulement dans la couche limite le long de la normale a la paroi : l'une tangentielle (parallele a la tangente a la paroi), et l'autre radiale (parallele a l'envergure de la pale). Differentes conditions d'ecoulement sont reproduites pour permettre d'etudier plus precisement l'etat de la couche limite et ainsi de mieux comprendre les phenomenes agissant sur celle-ci et sur l'ecoulement autour de la pale en general. Afin de mettre en avant les effets provenant de la rotation des pales mais aussi du caractere tridimensionnel de l'ecoulement, plusieurs configurations d'ecoulement sont reproduites au laboratoire asi. Une analyse de la couche limite est effectuee sur une maquette maintenue fixe dans une soufflerie, dans des conditions analogues a celles en rotation, en configurations bidimensionnelle ou tridimensionnelle. La comparaison des differents resultats obtenus par vle a permis de mettre en evidence les effets tridimensionnels et les effets dus a la rotation.

Sin dallo sviluppo dei primi velivoli in grande scala si è evidenziata la necessità di poter usufruire di modelli matematici e di simulazione dinamica che potessero restituire stime affidabili del comportamento che i prototipi sottoposti ai test avrebbero potuto presentare in volo. La capacità di poter prevedere i comportamenti che i velivoli sviluppano in contesti operativi si rivela la soluzione vincente per risparmiare denaro e per poter identificare tutte quelle manovre che possono costituire un pericolo, sia per quanto riguarda problemi di carattere aeroelastico e strutturale, sia, di conseguenza, per la vita dei collaudatori e per quella dei futuri occupanti del mezzo. Tali simulazioni mantengono inizialmente livelli di difficoltà di modello minimi per poi affinarsi per approssimazioni successive, passo dopo passo, con lo scopo di fornire una sempre più precisa previsione del comportamento in volo del velivolo. Lo scopo del seguente lavoro di tesi è proporre il modello di un elicottero in scala a pilotaggio remoto disegnato in ambiente CAD e implementato in ambiente Simulink® SimScape. La finalità del lavoro qui proposto è schematizzare in maniera il più semplice possibile la meccanica di volo di un elicottero riducendo le attuazioni a: rotazione del rotore principale, rotazione del rotore di coda, inclinazione del passo delle pale del rotore principale, inclinazione del passo delle pale del rotore di coda, assetto del velivolo. Per fare ciò i passi fondamentali sono essenzialmente due: la modellazione del velivolo nelle sue componenti fondamentali (fusoliera, rotore principale e di coda, pale) e le simulazioni in ambiente matematico per mezzo di input forniti dall’esterno.

Ce mémoire présente les travaux réalisés en aérodynamique afin de pouvoir disposer d’une chaîne de conception complète nécessaire au traitement des différentes problématiques sur les pales éoliennes, qui ne peuvent être pris en compte à l’aide d’une méthode unique. Afin de pouvoir faire de l’optimisation de pales en fonction de différents critères, un outil numérique simplifié (VALDAG) a été développé. Le module de simulation utilise la méthode du Disque Actif Généralisé, qui s’appuie sur la résolution des équations Navier-Stokes, complété par des corrections empiriques. Il respecte un compromis entre la précision et le coût de calcul. Cet outil pour lequel une interface web a été développée pour le rendre adapté à des travaux d’ingénierie est susceptible de se calibrer automatiquement sur une nouvelle géométrie de pale grâce à la méthode Nelder-Mead Simplex. On peut ensuite réaliser une optimisation de la performance de la pale en modifiant cette géométrie, et générer les fichiers 3D qui serviront d’entrée à la simulation 3D et de visualisation des optimisations de forme. Ces designs optimisés sont ensuite validés par des simulations DNS à l’aide de l’outil NaSCar 3D développé à l’INRIA. Cet outil résout des équations Navier-Stokes sur un maillage cartésien 3D et prend en compte des obstacles immergés via la fonction Level-Set et la pénalisation. Après des adaptations sur le traitement de la géométrie de pales, un compromis de configuration CFD est trouvé pour simuler un rotor éolien. En conclusion, ce paquet d’outils VALDAG est peu coûteux, facile à utiliser et efficace. En associant VALDAG aux simulations 3D, une chaîne de conception est complétée
This Ph.D. thesis presents some research work on aerodynamics of wind turbine blades, in order to dispose a conception chain necessary for different problems, which cannot be treated by one unique method. A simplified numerical toolkit (VALDAG) has been developed to optimize the performance of blades in different creteria. The simulation module use the Generalized Actuator Disc model, which relies on the solution of Navier-Stokes equations and completed with empiric corrections. This tool respects a reasonable compromise between model complexity and computational reliability. An automatic calibration mechanism was implemented using the Nelder-Mead Simplex algorithm. A web users interface (WUI) is also available to adapt VALDAG for industrial engineers. Optimization is then carried on by modifying the blades’ geometry parameters and the designs optimized is stocked in files which can be used for 3D simulation and/or visualization. The blade designed with VALDAG are then simulated by a 3D numerical tool to validate previous predictions. This 3D tool called NaSCar 3D is developed in INRIA and resolve Navier-Stokes equations on to a cartesian mesh, in which the immersed obstacles are considered with the Level-Set function and the penalization method. After some necessary adaptation for the treatment of blades’ geometry, a compromise on CFD configuration is found to simulate a wind turbine rotor. To conclude, this design toolkit VALDAG is low time-costly, user-friendly and efficient. Associated with 3D simulations, a conception chain has been established

Ce memoire de these s'inscrit dans le cadre d'etudes concernant le champ aerodynamique s'etablissant sur une surface portante en rotation, et plus particulierement sur un rotor d'helicoptere en configuration de vol stationnaire. Sur le plan experimental, l'ecoulement genere par les pales en rotation, a pu etre analyse tres finement a partir de mesures des champs de vitesse obtenues par une methode avancee de velocimetrie laser a fibres optiques et a grande distance focale, permettant entre autre d'aboutir a une caracterisation de l'ecoulement de sillage. L'etude aerodynamique a ete conduite sur la base de methodologies d'analyse liees a l'application de l'equation de kutta et du bilan de quantite de mouvement sur des volumes de controle lies au developpement du sillage. Le processus developpe permet alors la determination experimentale des performances aerodynamiques globales et locales, et plus particulierement, l'identification et la quantification de la contribution a la trainee totale des composantes de trainee induite, et de la trainee de profil suivant l'envergure de pale, grandeurs jusqu'alors difficilement accessibles. Sur le plan numerique, les donnees experimentales acquises ont ete mises a profit pour valider une methode moderne de calcul de l'aerodynamique du rotor en vol stationnaire, le code phoenix 2. Les comparaisons calcul/experience realisees ont montre une bonne efficacite globale, avec des difficultes de prediction sur les quantites aerodynamiques locales le long de l'envergure de pale, en particulier sur la repartition de trainee induite

L'objectif général du sujet de thèse est de définir des méthodes de calcul du torseur des efforts à la fréquence n/rev en tête rotor, qui soient fiables et applicables dans un contexte de développement industriel afin de pouvoir agir sur le dimensionnement de la pale. La méthodologie est potentiellement applicable à un rotor principal ou des configurations nouvelles avec hélices ou multirotors. Le verrou scientifique à lever est d'être capable à terme d'optimiser un rotor, non plus sur des critères de placement des modes en fréquence mais directement sur les efforts harmoniques tranchant en pied de pale. Plus que la recherche de précision absolue, il s'agit de pouvoir comparer et orienter les designs en jouant sur les différents paramètres définissant les caractéristiques de raideur et de distribution de masse. Ce travail de thèse vise à développer une boucle d'optimisation aéroélastique automatisée combinant le code de calcul aéromécanique STORM ainsi qu'un algorithme d'optimisation à paramètres discrets (Algorithme Génétique). L'approche proposée permet de réduire drastiquement la durée du processus de dimensionnement des pales et résulte en une réduction significative des charges dynamiques sur le cas de vol ciblé, tout en respectant les contraintes de manufacturabilité industrielle
The general objective of the PhD is to define methods for calculating the hub dynamic loads at the frequency n / rev at the head of the rotor, which are reliable and applicable in a context of industrial development in order to be able to act on the design of the blade. . The methodology is potentially applicable to a main rotor or to new configurations with propellers or multirotors. The scientific lock to be lifted is to be able to optimize a rotor, not on frequency mode placement criteria either but directly on the harmonic shear forces at the foot of the blade. More than the search for absolute precision, it is a question of being able to compare and orient the designs by playing on the different parameters defining the stiffness and mass distribution characteristics. This research work focuses on the development of an automated aeroelastic optimization based on STORM simulations and a discrete genetic algorithm. This approach allows to reduce drastically the time of the blade design process and results in significant dynamic loads reduction on the targeted flight case with respect to the industrial manufacturability constraints

Etude des contraintes et des deformees du rotor pour toute situation de fonctionnement optimal, suivant trois etapes de recherche: 1. Analyse de fabrication des pales d'aeolia 3 (forme troposkienne de construction, parametres geometriques, contraintes normales dues au procede de cintrage). 2. Analyse du comportement statique du rotor. 3. Analyse du comportement dynamique des pales en fonctionnement (y compris l'arret) avec determination des modes propres du rotor et des deformees modales. Deux methodes de calcul, toutes deux matricielles, ont ete etudiees selon les besoins en rapidite du calcul et de sa mise au point et selon les besoins de precision des resultats

En raison de la complexité des situations de la sécurité intérieure et de la guerre contre le terrorisme, nanodrone a été proposé comme un nouveau drone à moins que 7,5 cm en longueur, la hauteur ou la largeur, et GTOW moins ou égal que 10 g avec une charge supérieure à 2 g qui peut pénétrer dans les bâtiments, regarder fixement, distinguer les objectifs et transmettre des données à basse vitesse ou en vol stationnaire sans être détecté. Par conséquent, nanodrone a besoin d'être conçu pour améliorer les capacités permettant la collecte en temps opportun des renseignements de sécurité globale dans l'espace étroit. En raison de la petite dimension, le faible poids, l'ultra-bas nombre de Reynolds opérationnelles, et l'exigence de vol stationnaire, la conception de nanodrone est un défi. Comme une nouvelle conception, plusieurs modes de vol de nanodrone ont d'abord été étudiés pour sélectionner un modèle approprié. Après la sélection du mode de vol à voilure tournante, nanos rotors contrarotatifs avec une dimension à 7,5 cm et de poussée à 10 g, a été conçu et fabriqué. Successivement, les bancs d'essai ont été conçus et des expériences ont été réalisées pour évaluer des performances propulsives statiques de seul rotor. Et banc d'essai fondé sur le 2 N balance nouvellement acquises été conçu pour les mesure de rotors contrarotatifs. Les performances en vol stationnaire des rotors contrarotatifs ont été évaluées expérimentalement et numériquement. La simulation instationnaire de la pale avec le mouvement bio-inspirés ont été effectuées fondé sur le solveur de Navier-Stokes préconditionné compressible avec des techniques de maille chimère afin d’améliorer les performances propulsives des rotors contrarotatifs. Enfin, un concept préliminaire du nanodrone a été proposé avec inclinaison supérieure mode de commande du rotor.

L'augmentation de la vitesse de croisière des hélicoptères à architecture conventionnelle (rotor principal et rotor anticouple) atteint aujourd'hui une asymptote. Le concept X3, associant 2 hélices et une aile pour alléger la charge du rotor principal, propose une solution viable économiquement, qui s'appuie sur l'utilisation de technologies éprouvées telles que le rotor Spheriflex® du Dauphin. Les essais en vol menés sur le démonstrateur X3 ont montré un bon comportement en performances et en qualités de vol de ce type de rotor, mais un niveau de charges très importants dans les commandes de vol. Pour limiter la masse à vide, la solution de surdimensionner toutes les pièces mécaniques n'est pas envisageable. Ce travail de thèse propose d'étudier les opportunités de réduction des efforts de commandes.Afin de pouvoir réduire ces efforts, il a été nécessaire de comprendre leur origine et de proposer une modélisation qui permette de les prédire. Des mesures expérimentales réalisées sur le démonstrateur X3 ont permis d'identifier les excitations aérodynamiques et le comportement dynamique des pales en torsion. Les phénomènes responsables de l'augmentation des efforts de commande ont été identifiés, ce qui a permis de corriger le modèle de calcul des efforts de commande HOST actuellement utilisé par Airbus Helicopters.A partir du logiciel HOST corrigé et de la compréhension des phénomènes physiques, des solutions technologiques pour réduire les efforts de commandes ont été étudiées. Deux familles de solutions sont alors considérées : l'optimisation du système de commandes de vol et la réduction des efforts dans les bielles de pas. L'optimisation du système de commandes de vol permet d'obtenir une réduction significative des efforts de commandes grâce à un algorithme d'optimisation de l'architecture de placement des servocommandes. L'étude de la réduction des efforts dans les bielles de pas montre que le choix de l'équilibre appareil conduit à des opportunités de réduction des efforts de commandes, alors que la modification du design de pale n'apporte pas de réduction notable et engendre une diminution des performances en stationnaire
Nowadays, the increase of cruise speed for conventional helicopters (main rotor and anti-torque rear rotor) reaches an asymptote. The X3 concept proposed by Airbus Helicopters is a hybrid helicopter combining 2 propellers at the tip of small wings in order to unload the main rotor. This solution is economically viable because it reuses well-proven technologies such as the Spheriflex rotor, already used on the Dolphin family for many years. X3 flight tests have shown a good behavior of the rotor concerning performances as well as handling qualities, but control loads in the rotor system were significantly higher in cruise conditions than for conventional helicopters. In order to save the payload, over-sizing of the mechanical parts in order to withstand these loads can't be an appropriate solution. The work presented in this thesis deals with the problematic of control loads reduction.In order to reduce the control loads, the first step is to highlight the roots of these loads and to get a predictive tool over the whole flight domain. Experimental measurements from X3 flight tests give the aerodynamic loads on the blade sections, leading to understand the blades torsional dynamic behavior in several flight test cases (cruise, turns and high speed flight). Phenomena responsible for the increase of control loads are then identified, and the rotor computation tool HOST used at Airbus Helicopters is corrected to predict accurately control loads over the conventional as well as the high speed helicopter flight domain.The corrected rotor computation tool HOST, associated with the physical comprehension of the blade torsional dynamics, is used to quantify the possible solutions proposed for control loads reduction. Two main ways are studied: the optimization of the control system architecture and the reduction of pitch link loads. The optimization of control system architecture shows a dramatic reduction of control loads in the servo actuators and in the non-rotating scissors, thanks to an optimization algorithm developed during this thesis. The reduction of pitch link loads study shows that the optimization of the helicopter equilibrium leads to drastic reduction, whereas the modification of blade design does not show any significant reduction even at high speed

La mia tesi consiste nel prototipare e valutare lo svergolamento dei palettamenti di alcuni stadi di un compressore assiale ,progettati con diverso design, e realizzare dei modelli didattici in stampa 3D dei risultati ottenuti. Si articola nelle seguenti fasi : - Raccolta teorica sulle basi della progettazione di un compressore assiale - Raccolta dati di progetto di partenza e caratteristiche Free Vortex, Exponential e Constant Reaction design - Progettazione al raggio medio con Excel - Elaborazione programma Matlab per il calcolo delle coordinate palari e delle curve dei palettamenti , interfaccia necessaria tra i calcoli al raggio medio e il software di modellazione SolidWorks. Questo programma verifica anche i dati al raggio medio con una sequenza di calcoli preliminari e, grazie alle sue subroutines indipendenti, permette il calcolo progettuale di un qualsiasi compressore con un qualsiasi profilo geometrico NACA. - Estrapolazione risultati analitici e conversione in coordinate assolute importabili su SolidWorks - Modellazione 3D e verifica Fem su SolidWorks dei palettamenti progettati - Modellazione 3D del primo stadio (più sollecitato) con Exponential design (meno svergolato) - Stampa 3D dei modelli tridimensionali citati nei punti precedenti - Confronto tra i design e conclusioni

Les travaux présentés ici portent sur l'exploration et la modélisation de l'écoulement à travers les rotors éoliens. Le but est de proposer un modèle hybride de surface active permettant de simuler rapidement l'écoulement et d'être intégrable dans un calcul de couplage fluide structure. Les travaux de modélisation sont accompagnés par des explorations à l'aide de la PIV et de l'anémométrie à fil chaud. Ces explorations d'écoulement autour d'une éolienne et autour des profils de pales en rotation, ainsi que le développement d'une méthode d'analyse de l'écoulement, ont permis de fournir les données nécessaires pour le calcul et notamment les caractéristiques 3D du profil en rotation. Les autres mesures réalisées ont servi comme base de données pour valider le modèle proposé. Dans les travaux de simulations, un nouveau modèle hybride, basé sur la surface active, est développé. Le calcul à l'aide du modèle proposé est un calcul itératif mené par un solveur d'équations de Navier-Stokes. Un logiciel spécifique est créé et intégré au solveur afin de déterminer les efforts appliqués sur les surfaces actives à chaque itération. Pour le calcul de puissance, les résultats du modèle sont comparés avec les données expérimentales issues des essais NREL Phase VI dans la soufflerie de la NASA Ames. En ce qui concerne les champs de vitesse autour des profils des pales et au travers du rotor, le calcul est comparé avec les données expérimentales obtenues dans le cadre de cette thèse, dans la soufflerie d'Arts et Métiers ParisTech. L'étude menée par la suite prouve que ce modèle est bien adapté pour l'étude des éoliennes à pales déformables où l'on doit tenir compte du couplage « fluide-structure ». Pour valider la méthode proposée pour l'étude des éoliennes à pales déformables, l'étude est faite dans le cas de l'éolienne NREL Phase VI. Les résultats de simulation sont comparés avec les données expérimentales et montrent la faisabilité et l'efficacité du modèle et de la méthode de couplage.