Добірка наукової літератури з теми "Pales de rotor"

Les pales d’une éolienne sont soumises à des chargements aérodynamiques, génèrent des écoulements extrêmement complexes. Nous nous intéressons à la dynamique des écoulements autour des pales d’éolienne à axe horizontal en rotation. Ce papier présente une méthode de simulation numérique pour la prédiction de l’écoulement autour d’une éolienne à axe horizontal opérant en régime instationnaire, tridimensionnel turbulent utilisant l’approche basée sur les équations de Navier-Stokes moyennées (URANS) en utilisant le code ‘CFX’.Un maillage structuré a été adopté en utilisant la technique des interfaces (interface frozen rotor) entre le corps mobile (la pale) et le corps fixe (l’entourage). Le modèle de turbulence SST a été utilisé pour décrire l’écoulement turbulent. Les résultats de simulation ont été comparés avec les résultats expérimentaux, pour les conditions de rotation. En général, des bonnes concordances ont été notées. Une attention spéciale est portée sur les effets instationnaires, conséquents de rotation du rotor qui est mise en évidence par le calcul des pressions fluctuantes sur l’interface entre les parties fixes et mobiles en aval et en amont de la machine. Une analyse fréquentielle de ces signaux en utilisant une transformée de Fourier discrète (FFT) afin d’analyser le comportement instationnaire de la pale.

<p style="text-align: justify;">En este artículo se presenta la caracterización experimental de una turbina eólica de baja potencia y eje horizontal con un rotor de tres palas, empleada principalmente para la carga de baterías en zonas alejadas de los núcleos de población. La turbina eólica empleada se corresponde al modelo Air 303 del fabricante Southwest Windpower. Dicho modelo consiste en una turbina eólica de eje horizontal, con un rotor de tres palas situado a barlovento y diámetro 1,14 m. La metodología siguió un enfoque experimental, el ensayo de la turbina se hizo en un túnel aerodinámico de circuito cerrado con una sección de trabajo de 1 m2. Mediante un tubo de Pitot, se obtuvieron las distribuciones de velocidad de la corriente de aire aguas arriba de la turbina y en su estela. Asimismo, se empleó un vatímetro para obtener la potencia eléctrica generada, permitiendo estimar la cantidad de energía cedida por el viento a su paso por las aspas y rendimiento aerodinámico del sistema. También se realizaron mediciones de amplitud de la vibración axial y radial, así como medidas de velocidad de giro. La información y/o datos obtenidos, se obtuvieron a partir de repetidos ensayos para diferentes velocidades de la corriente de aire incidente, en concreto para un rango de velocidades entre 4,95 m/s (1,5 mm.c.a.) y 14 m/s (12 mm.c.a.). Entre los resultados obtenidos, se observó que, tras haber realizado los ensayos con diferentes velocidades de corriente de aire incidente, con un rango entre 4,95 m/s (1,5 mm.c.a) y 14 m/s (12 mm.c.a.), y haber superado las limitaciones del túnel aerodinámico, se obtuvo la potencia del viento, la potencia eléctrica y la del rotor, permitiendo hallar los rendimientos. A tal efecto, se pudo concluir que se obtienen mejores resultados al utilizar el túnel aerodinámico, en comparación con el uso de un ventilador axial, esto se debe a que el flujo de aire en el túnel aerodinámico es más homogéneo.</p>

<p>En este artículo, se presenta un análisis comparativo del comportamiento dinámico de los modelos reducido y completo de una turbina eólica de velocidad fija. La herramienta informática utilizada en la realización de simulaciones es la plataforma Simulink/Matlab.</p><p>El principal objetivo de este estudio, es demostrar la influencia del flujo del estator y de del acoplamiento mecánico en la respuesta transtoria de las turbinas eólicas de velocidad fija. Asimismo, se ha analizado la influencia en el comportamiento dinámico de otros parámetros característicos de la turbina eólica, como la potencia reactiva aportada por la batería de condensadores y la inercia del generador y de las palas del rotor eólico.</p>

This paper presents the results of a performance analysis conducted on an experimental airborne vertical axis wind turbine (VAWT), specifically focusing on the MAGENN Air Rotor System (MARS) project. During its development phase, the company claimed that MARS could generate a power output of 100 kW under wind velocities of 12 m/s. However, no further information or numerical models supporting this claim were found in the literature. Extending our prior conference work, the main objective of our study is to assess the accuracy of the stated rated power output and to develop a comprehensive numerical model to analyze the airflow dynamics around this unique airborne rotor configuration. The innovative design of the solid model, resembling yacht sails, was developed using images in the related web pages and literature, announcing the power coefficient (Cp) as 0.21. In this study, results cover 12 m/s wind and flat terrain wind velocities (3, 5, 6, and 9 m/s) with varying rotational velocities. Through meticulous calculations for the atypical blade design, optimal rotational velocities and an expected Tip Speed Ratio (TSR) of around 1.0 were determined. Introducing the Centroid Speed Ratio (CSR), which is the ratio of the sail blade centroid and the superficial wind velocities for varied wind speeds, the findings indicate an average power generation potential of 90 kW at 1.4 rad/s for 12 m/s and approximately 16 kW at a 300 m altitude for a 6 m/s wind velocity.

Para modelar y simular una turbina eólica con éxito, hay que seguir un proceso de diseño detallado esto incluye determinar el tamaño y la forma de las palas del rotor, calcular el par requerido por el generador, seleccionar los materiales adecuados para la construcción el funcionamiento de un aerogenerador de espiral de Arquímedes que ha sido expuesto a fenómenos meteorológicos existentes en el casco urbano. en el cantón Latacunga provincia de Cotopaxi. Utilizando la estación meteorológica se logró determinar la velocidad media del viento en la zona, que es de 3,89 m/s, y la velocidad máxima medida, que es de 9,6 metros por segundo. Se planteó en una primera hipótesis de generar 1 kW de potencia eléctrica con los recursos en el sitio, sin embargo, debido a que la velocidad del viento en el lugar de recolección de datos fue insuficiente para alcanzar dicha potencia. Otra opción era aumentar el diámetro del rotor, pero esto no resultó práctico porque el proyecto estaba enfocado al área urbana. En cambio, se especificaron parámetros de diseño mediante cálculos de generación de energía que permitan aprovechar al máximo la energía cinética. Con la ayuda de estas mediciones, se puede generar una potencia de 33,25 W y 485,73 W, respectivamente, a las velocidades media y máxima medidas, respectivamente. Se requiere una velocidad del viento de al menos 15 m/s para generar la potencia máxima de 1 kW bajo las mismas restricciones de diseño.

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

The design and development of the rotating machinery require a precise identification of its dynamic response for efficient operation and failure prevention. Determination of critical speeds and mode shapes is crucial in this regard. In this paper, a finite element model (FEM) based on the Euler beam theory is developed for investigating the dynamic behavior of flexible rotors. In-house code in Scilab environment, an open source platform, is developed to solve the matrix equation of motion of the rotor-bearing system. The finite element model is validated by the impact hammer test and the dynamic testing performed on the rotors supported on a purpose-built experimental setup. Bearing stiffness is approximated by using the Hertzian contact theory. Obtaining the critical speeds and mode shapes further improves the understanding of dynamic response of rotors. This study paves way towards advanced research in rotordynamics in Faculty of Mechanical Engineering, GIK Institute.

This paper continues the evaluation of Pressure Actuated Leaf Seals (PALS) technology readiness for shaft and shroud sealing in power generation and aerospace applications. Seal designs tested are prototypical and constructed using processes appropriate for volume production. Results include both static and dynamic seal leakage measurements running against a 5.1 in (129.54mm) diameter smooth surface test rotor and another that simulates sealing against turbine blade shrouds. A further test was undertaken using a 2D static rig that determined acoustic noise experienced during testing was attributed to leaves vibrating at their natural frequency as a result of inter-leaf gaps. The dynamic simulated shroud test includes steps, duplicating small discontinuities of adjacent shroud sealing surfaces and slots to inject air radially under the seal leaves as may occur between shrouds on blades with a high degree of reaction. Consistent seal performance over 15 hours confirms suitability for turbine blade tip applications. Controlled deflection of PALS leaves with operating differential pressure is effective for startup rub avoidance in service as well as conformal wear-in sizing of leaf tips with the rotor. Tested leaf tip wear-in of approximately 0.010in (0.25mm) against rotor discs without hard-face coating, shows potential to eliminate seal misalignment and run-out contributions to operating seal clearance. PALS design features prevent further rubbing contact with the operating rotor after initial wear-in sizing thereby sustaining a small effective seal clearance and prospects for long seal life. Measurements of rotor surface wear tracks from the wear-in process and endurance runs are included as well as rotor and leaf tip photos. Test results support the technology readiness of the PALS concept as a viable, robust, low leakage dynamic seal for select commercial application.

An oil-free, 150 Hp turbocharger was successfully operated to 100% speed (95,000 rpm), with turbine inlet temperatures to 650°C on a turbocharger gas test stand. Development of this high speed turbomachine included bearing and lubricant component development tests, rotor-bearing dynamic simulator qualification and gas stand tests of the assembled turbocharger. Self acting, compliant foil hydrodynamic air bearings capable of sustained operation at 650°C and maximum loads to 750 N were used in conjunction with a newly designed shaft and system center housing. Gas stand and simulator test results revealed stable bearing temperatures, low rotor vibrations, good shock tolerance and the ability of the rotor bearing system to sustain overspeed conditions to 121,500 rpm. Bearing component development tests demonstrated 100,000 start stop cycles at 650°C with a newly developed solid film lubricant coating. In a separate demonstration of a 100 mm compliant foil bearing, loads approaching 4,500 N were supported by a compliant foil bearing. This combination of component and integrated rotor-bearing system technology demonstrations addresses many of the issues associated with application of compliant foil bearings to gas turbine engines.

This paper presents a series of experiments on the Aerostatic Seal, a dynamic clearance seal for steam turbine application first described at the 2015 ASME Turbo Expo (Paper Number GT2015-43471). This dynamic clearance seal moves with rotor excursions and so has the potential to deliver a smaller clearance than traditional seals. The concept is an extension of the retractable seal design which is widely used in existing steam turbines. The experimental program was carried out in a low cost static test facility using an aerostatic seal design. The seal exhibited a dynamic clearance response and will therefore respond to rotor excursions. 3D CFD was also used to aid the understanding of flow features not captured by the analytical design tool. Adjustments to both the design process and to future seal designs are proposed in the body of the paper. This paper therefore describes an experimental proof of concept for the aerostatic seal and paves the way for future development in rotating facilities.

Airbus is certifying new H160 helicopter, first serial application of the Blue Edge™ rotor system, easily recognizable with its double leading edge swept shape. The reduction of the blade-vortex interaction noise has been the main driver of this design, studied since the 1990s, in collaboration between DLR, ONERA and Eurocopter (since become Airbus). From the project ERATO (Etude d'un Rotor Aéroacoustique Technologiquement Optimisé = aeroacoustically optimized rotor), the Blue Edge™ blade design became the trademark of the last rotor generation whose the history is summarized in Ref. 1. In 2014, a first extrapolation of this type of shape has been developed and tested in the frame of Bluecopter™ demonstrator as described in Ref. 2. The five-bladed bearingless rotor flew on EC135 in order to explore a low tip speed within new optimized eco airfoils and twist distribution. At the same time, new studies of Blue Edge™ design has been performed with other objectives: keeping the shape for the BVI acoustic reduction, multi-objective optimization of airfoils, twist and chord for better aerodynamic performances. This project, internally called PROTEGE (Pale pRincipale écOlogique en composiTe de nouvellE GEneration - New generation of ecological composite blade), flew on H225 demonstrator. The paper presents an overview of the design development of this new blade and the results about the dynamic behavior, the aerodynamic performances and acoustic reduction in various flight conditions. The acquired results bring new elements in the Blue Edge™blade which strengthen the interest of this design for the BVI acoustic reduction.

Abstract Due to the increase of the overall pressure ratio, forthcoming aircraft engine designs will exhibit smaller core dimensions, compared to the state of the art. For the high-pressure compressor, this imposes the use of blade rows with aspect ratios well below unity. To assess the validity of current design tools for novel designs, two different stages representative of the last stage of a high-pressure axial compressor have been experimentally characterized at the von Karman Institute for Fluid Dynamics. They both share an identical design methodology, same blade count and rotor tip speed but different aspect ratio, yet well below unity. The current paper proposes a comparison between the stages in terms of overall performance and rotor and stator flow fields, at different Reynolds numbers, and for different operating points. The tip-gap influence has also been assessed by comparing scaled and realistic relative tip gap sizes for the low aspect ratio stage. This study aims at providing an identification of the phenomena driving the performance degradation associated with the reduction of the aspect ratio. This description also paves the way for improvement in existing design tools through a better modelling of the critical physics in this design space.

Abstract To improve the fuel efficiency demanded by airlines and regulations, the turbomachinery industry is required to steadily enhance engine performances and numerical prediction capabilities. One of the solutions is the lean burn combustor which dramatically reduces NOx levels compared to rich one. However, one drawback of this technology is its impact on the High-pressure turbine due to large swirl and reduced cooling airflow, inducing large spatial and temporal variations in the turbine inlet condition. This can drastically change the operation of the turbine and our ability to model it using standard practice, usually RANS computation. To investigate this combustor-turbine interaction, the European Commission-funded project FACTOR (Full Aerothermal Combustor-Turbine interactiOns Research) was launched several years ago. A test rig of a combustor simulator coupled with a 1.5 stage turbine was built at a DLR facility. An extensive test campaign comprising 5 holes probes and infrared imaging was performed. These produced an array of aerodynamic quantities at different points of interest along the machine axis. With this project reaching its term by the end of 2017, results have been disseminated to the partners. This allows a comparison of measurements with RANS modeling on this configuration. The present paper deals with this analysis using several RANS computations and the results of the test campaign. First, single row computation of the Nozzle Guide Vane and rotor blade were performed. To impose the boundary conditions, the experimental map were azimuthally averaged to obtain profiles of total temperature, total pressure and flow angles. Second, the impact of some geometrical features was investigated. This was done using the recent addition of unstructured mesh capability in the elsA solver. Finally, multi-stage computations, both steady (mixing plane) and unsteady (sliding mesh) give an insight on the relative accuracy of these interstage models. All these computations were then used to investigate the behavior of this particular turbine. In addition to classical analysis using profiles of averaged data, the loss sources were identified by computing the viscous and thermal entropy production. This paves the way for a better understanding of the possibilities and limitations of our simulation capabilities.

The result of several years of design and development, the HCA reaction wheel provides the satellite with an unmatched effective torque/consumption ratio. Geared towards the small satellite market (200-500 kg), it brings high speed manoeuvres and enhanced pointing control to this segment by combining ease of use and cost efficiency. CUTTING-EDGE EQUIPMENT HCA reaction wheels are unique actuators on the market. They are the result of more than 15 years of development closely aligned with the needs of high resolution Earth observation missions. They feature several technological breakthroughs: •Recovery of mechanical energy: Through a Bank Of SuperCapacitors (BOSC), the equipment can recover the mechanical energy from the rotor during the braking phases and reinject it during the acceleration phases. Only internal losses must be compensated by the energy taken from the satellite bus. This makes it possible to achieve unrivalled torque capability without affecting the power budget of the system. •Angular measurement: the equipment is instrumented with an angular measurement for precise speed estimation over the entire operational range. The local speed loop efficiently rejects internal disruptions of the equipment (oil drops, zero crossing) significantly improving the performance, while simplifying the AOCS. The equipment also provides an angular increment measurement which, by hybridisation with other platform sensors, can provide information on the satellite’s attitude. MATURITY From the initial concept studies in 2006 until now, many milestones have been achieved to reach an FM maturity level: •The mechanism has been qualified since 2018, the lifespan has been demonstrated on 6 ball bearing units as well as on the qualification mechanism. •The BOSC has been qualified since 2021 with ESA support •The electronics have also been qualified in 2022. •12 FM are currently in manufacturing and test phases, 4 FM are already delivered to satellite client FUNCTIONAL PERFORMANCE The equipment was designed and tested on the basis of the following requirements: •Maximum reaction torque of 0,98 Nm (1,20 Nm is expected as result of margin reduction test campaign – in progress) •Maximum angular momentum of 4 Nms in normal mode, 6 Nms with a reduced torque range. •Precision of angular momentum realization better than 1 mNms in imaging conditions. A VERSATILE FUNCTIONAL ARCHITECTURE The result of a comprehensive reflection at the satellite system level, HCA wheels offer several operating and control modes to adapt to the needs of the different phases of the missions. There are two modes used to manage the trade-offs between performance, consumption and lifespan. Manoeuvre mode (MAN) is the nominal operating mode enabling high torque capabilities. The quasistatic mode (QS) is used outside of the mission phases. In this mode, the torque range is reduced in order to limit losses and optimise the lifespan. The equipment also offers three speed or torque control modes: •Speed mode: a coherent torque/speed pair is sent by the AOCS. The equipment uses the torque in open loop and in speed setpoint interpolation. •Closed loop torque mode: in this mode, only torque command is required. The speed loop is activated in order to reject the internal perturbations and ensure that the requested reaction torque is produced. •Open loop torque mode: in this mode, only torque command is required. The speed loop is deactivated, and the controlled torque corresponds to the motor torque without compensation of the perturbations. This corresponds to the conventional wheel control mode and is compatible with an angular measurement malfunction. All of these operating and control modes make it possible to adapt to the AOCS requirements in the best way possible, while respecting the constraints associated with the equipment. POSITION IN THE REACTION WHEEL MARKET Due to its unique operating principle, HCA stands out from the competition with an excellent maximum torque to consumption ratio. This characteristic makes integration on small platforms possible and paves the way for wheel hyper-agility. PRODUCT DATASHEET Maximum output torque : 0,98 Nm (1,20 Nm expected after margin reduction campaign) Maximum angular momentum : 4,0Nms (6,0 Nms with reduced output torque) Mass : Mechanism : 6,20kg, Electronics : 5,56 kg (for two channels in the same box driving one mechanism each), BOSC : 1,25kg Volume : Mechanisme : Ø240 mm, H 106 mm, Electronics : L 219 mm, l 186 mm, H 146 mm (two channels), BOSC : L 190 mm, l 128 mm, H 58 mm Consumption at null torque : 10 W @ 0,5Nms; 21 W @ 4Nms Consumption at maximum torque : 34 W @ 0,5Nms; 45 W @ 4Nms Stiffness : > 140 Hz Life duration in flight : 10 years Communication interface : RSR422/485 or SoCAN Maturity : Qualified