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

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

• Auteur / Autrice : Alexandre Madeira
• Direction : Lionel Roucoules, François Malburet
• Type : Thèse de doctorat
• Discipline(s) : Conception (AM)
• Date : Soutenance le 29/10/2021
• Etablissement(s) : Paris, HESAM
• Ecole(s) doctorale(s) : École doctorale Sciences des métiers de l'ingénieur
• Partenaire(s) de recherche : Laboratoire : LISPEN - LISPEN
• Partenaire(s) de recherche : établissement de préparation de la thèse : École nationale supérieure d'arts et métiers (1780-....)
• Jury : Président / Présidente : Jean-François Deü
• Jury : Examinateurs / Examinatrices : Lionel Roucoules, François Malburet, Marilena Pavel, Manuel Paredes, François Richez
• Jury : Rapporteurs / Rapporteuses : Marilena Pavel, Manuel Paredes

Mots clés

Mots clés contrôlés

Avions -- Systèmes de commande

Hélicoptères

Mots clés libres

Hélicoptère

Effort de commande

Torsion

Helicopter

Control loads

Torsion

Résumé

Le processus de conception d’une pale de rotor principal est de plus en plus contraignant. Les hélicoptères atteignent des vitesses toujours plus importantes, et la tension du marché pousse les industriels à être toujours plus compétitifs : développer des appareils plus sûrs, plus rapidement et moins chers. Pour cela, la prédiction des charges utilisées pour le dimensionnement des hélicoptères doit être précise. Parmi les différentes charges nécessaires, les charges de commandes de vol sont particulièrement critiques. Les récents développements et programmes de recherche ont montré les difficultés à prédire un effort de commande pertinent et également le manque de capacité d’analyse, que cela soit des données d’essais ou de calculs. La compréhension ainsi que la capacité à prédire un effort de commande qui soit fidèle à la réalité des vols sont devenues des objectifs stratégiques pour les futurs programmes d’AIRBUS. Ce travail de thèse propose d’ouvrir la voie en vue de remplir ces objectifs.Afin de poser des bases solides il a été nécessaire de comprendre le fonctionnement du code de calcul aéromécanique d’Airbus Helicopters : HOST (Helicopter Overall Simulation Tool) ainsi que de déterminer la pertinence des principaux modèles utilisés aujourd’hui. En se basant uniquement sur la physique plutôt que la phénoménologie, une base de modélisation a été choisie comme référence afin de garantir la traçabilité des résultats sur le long terme. Au cœur de cette phase, il est apparu clair qu’une bonne compréhension des différences entre calcul et essais ne pourrait se faire sans une bonne compréhension du modèle et de ses résultats. Une construction des liens de causalités du code de calcul HOST ainsi qu’un nouvel outil d’analyses ont donc été proposés. Ce travail a permis, par une méthode de décomposition élémentaire des différents contributeurs de l’effort de commande, d’apporter la capacité de compréhension d’un résultat de calcul. Utilisé dans le cadre des programmes de recherche RAPACE et RACER, cet outil a permis de déterminer des axes pertinents de réduction de l’effort de commande pour plusieurs pales.

Main rotor blade’s development process is more and more constraining. Helicopters can reach higher and higher speeds and market tension pushes manufacturers to be more competitive: developing safer rotorcraft in a quicker and less expensive manner. For that, the prediction of loads used in order to develop aircraft should be precise. During aircraft development several kinds of loads are necessary including pitch link loads, which are particularly critical. Recent developments have shown the weakness of control load’s prediction methods that can have consequences such as design’s maturity delay and development costs rising. Besides other research projects have shown our shortcomings especially in the control loads physics understanding, models using traceability, and computation results understanding. Those aspects became strategic goals in order for future Airbus programs to be a success. This PhD thesis work set out to open the way in order to fulfil those objectives.It has been necessary to understand how the Airbus’s aeromechanical code (HOST - Helicopter Overall Simulation Tool) works in order to set the strongest bases. Besides we have assessed the relevancy of the most commonly used models. Using a strategy based on the physics instead of phenomenology, we set a modeling base in order to guarantee the long-term traceability of the models usage. During this work phase it became clear that a good understanding of the differences between computation results and flight test results could only occur if we have a good understanding of the models and their results.Then we proposed a construction of the HOST causality links concerning pitch link loads calculation. This work has been integrated in a new post-processing tool. By an elementary contributors decomposition of the pitch link loads we brought a new understanding capability. This will help engineer to deeper analyze computation results. Used within the RAPACE research program, this tool allowed to determine consistent ways to reduce pitch link loads for several blades.