Compréhension du comportement en torsion d'une pale d'hélicoptère conventionnel à fort paramètre d'avancement – Application à la réduction des efforts de commande d'un démonstrateur

par Alexandre Madeira

Projet de thèse en Conception

Sous la direction de Lionel Roucoules et de François Malburet.

Thèses en préparation à Paris, ENSAM , dans le cadre de École doctorale Sciences des métiers de l'ingénieur (Paris) , en partenariat avec LISPEN Laboratoire d'Ingenierie des Systèmes Physiques et Numériques (laboratoire) depuis le 01-10-2018 .


  • Résumé

    Les efforts de commandes d'un hélicoptère proviennent de sources diverses. L'adaptateur de fréquence et la butée sphérique sont parmi les sources depuis longtemps identifiées et maitrisées. Cependant les réponses inertielles et les phénomènes aérodynamiques présentent encore des zones d'ombres. L'aérodynamique du rotor, fortement instationnaire, subit des phénomènes extrêmement complexes: décrochage dynamique, passage cyclique du transsonique, interactions de pales qui génèrent de fortes non-linéarités des coefficients aérodynamique, notamment la divergence du moment aérodynamique qui est l'un des plus grands contributeurs de la sollicitation aérodynamique. Cependant, la pale étant un système dynamique, ses réponses impactent également fortement l'effort de commande. En effet, la réponse en torsion de la pale ainsi que les rebonds en battement de celle-ci augmentent la part dynamique des efforts de commandes, tout en modifiant de facto l'équilibre aérodynamique local. La prédiction de ces sollicitations est d'une importance capitale car le dimensionnement de nombreuses pièces du rotor en sont dépendantes. L'absence de méthode suffisamment précise et rapide à mettre en œuvre pousse les industriels à ce reposer sur des mesures faites sur des d'appareils existants pour prédire le comportement des futurs appareils. L'objectif de cette thèse est de mieux comprendre l'ensemble des phénomènes responsables des efforts de commandes, excitations et réponses, et de leur divergence en fonction du chargement du rotor, pour en déduire une méthode permettant de prédire ces efforts de commandes avec suffisamment de précision et de rapidité d'exécution pour être cohérente avec une utilisation industrielle, notamment en phase de pré dimensionnement du rotor mais également pour la prédiction des charges des pièces du moyeu.

  • Titre traduit

    Understanding of blade torsional behaviour at high advancing ratio. Demonstrator blade control loads reduction.


  • Résumé

    Helicopter control loads come from several causes. Damper and spherical bearing are among the identified and understood sources. Nevertheless inertial responses and aerodynamic phenomenon are still not well mastered. The unsteady rotor aerodynamic suffers from complex phenomenon as dynamic stall, cyclic pass through transonic limit or blade interactions which generate an important unsteady behaviour of aerodynamic coefficient. For example the aerofoil moment coefficient can be subjected to an important variation which is one of the most important contributors of blade aerodynamic load. Nevertheless the blade is a dynamic system with his own response which is a part of blade control loads. Actually blade torsional response as well as flapping bounce increase the dynamic part of blade control loads modifying local aerodynamic equilibrium. Predicting those loads is very important because a lot of rotors parts are linked to them .Because current methods are not fast and accurate enough .So manufacturer uses current helicopter data in order to predict future aircraft behaviour. The goal of this PhD Thesis is to understand better all the phenomenon which cause control loads as well as pertaining excitations and responses and their unsteady state. This way we can build a, new method to predict control loads. This method should be accurate and fast enough in order to be easily used during a new aircraft development step and also to predict rotor hub loads.