Le fort niveau de bruit (plus de 100dBA) présent dans une cabine d'hélicoptère est très inconfortable pour l'équipage et les passagers. Le niveau de bruit en cabine est aujourd'hui un critère de vente primordial pour les constructeurs aéronautiques. Bien souvent, et sur la flotte des aéronefs existants, il n'est pas possible de remédier de façon passive aux problèmes de bruit. Dans le cas étudié de l'hélicoptère, les vibrations du support du rotor principal sont contrôlées activement à l'aide d'un ensemble d'actionneurs à empilements piézocéramiques. En effet, c'est l'énergie vibratoire du toit qui est ensuite transmise sous forme d'énergie acoustique en cabine, et donc en bruit inconfortable pour les passagers. Cette énergie vibratoire se propage de la transmission au toit par les supports de transmission. Un actionneur de contrôle à empilement a été développé et validé à cet effet. Cet actionneur se doit d'être à la fois résistant aux efforts de traction subis par la structure en vol et facilement intégrable à la structure existante, tout en remplissant complètement sa fonction dans un système de contrôle actif. Plusieurs modélisations ont été effectuées pour développer cet actionneur, puis validées expérimentalement. La théorie d'un empilement de céramiques piézoélectriques a été étudiée afin d'aboutir à la conception d'un actionneur à empilement précontraignable et vissable sur une structure à contrôler. Le comportement de l'actionneur développé a été étudié dans le cas où il est vissé sur une poutre simple de section rectangulaire pour des cas de flexion et d'extension. Un modèle analytique simplifié de la poutre surmontée de l'actionneur a été developpé puis confronté à un modèle par éléments finis qui prend en compte la géométrie exacte de l'actionneur et utilise une analogie thermoélectrique pour la représentation des potentiels électriques appliqués à l'actionneur. Pour la flexion, ces deux modèles ont été par la suite comparés à des résultats expérimentaux obtenus par vibrométrie laser, et ont permis de les valider. Une optimisation de certains paramètres de l'actionneur a permis de montrer qu'il est possible de tirer les meilleures performances de l'actionneur en respectant certaines conditions. Une simulation de contrôle actif optimal a également été faite pour l'actionneur à empilement en comparaison d'un actionneur collé employé précédemment. L'action passive de l'actionneur à empilement s'est vu que peu influençable sur la structure à contrôler. Un système de quatre actionneurs a finalement été positionné sur le modèle par éléments finis du support réel de la transmission de l'hélicoptère. Une simulation de contrôle optimal a également été possible et a permis de mettre en avant une méthode par superposition des résultats pour contourner les limitations du logiciel d'éléments finis.

L’industrie hélicoptériste est une industrie de haute technologie caractérisée essentiellement par la taille réduite de son marché, le faible nombre de concurrents, la fréquence des situations monopolistiques établies par les fournisseurs, une réglementation exigeante et des contraintes technologiques spécifiques de conception. Ses projets ont souvent connu ces dernières années des dérives temporelles et budgétaires. Le développement des nouvelles technologies d’informations, les avancées des connaissances aérodynamiques et les nouveaux matériaux la propulse actuellement à un carrefour industriel de son histoire. Cette thèse a pour objectif de soutenir les efforts de développement d’un des leaders mondiaux de l’industrie hélicoptériste, dans un contexte de compétition orientée vers l’innovation. Les retours d’expérience de projets ont mis en lumière des situations récurrentes contrariant leur aboutissement. Les solutions conséquentes proposées pour favoriser l’innovation sont basées sur la valorisation d’un état d’esprit plutôt que sur une optimisation structurelle ou la recherche de méthode de créativité. / The helicopter industry is a high tech industry characterised in essence by the small size of its market, the low number of competitors, the high frequency of monopolistic situations set up by suppliers, demanding regulations and specific technological design constraints. In the last few years, projects have been affected by time and budgetary limitations. The development of new information technologies, the advances in the knowledge of aerodynamics and new materials are, in fact, thrusting the industry towards an seminal point. The aim of this thesis is to support the developmental efforts of one of the world leaders in the helicopter industry, in a context of competition geared to innovation. Feedback from projects has highlighted recurring situations, which have frustrated (positive) outcomes. Therefore, recommended solutions to promote innovation are based on the value of the industry’s ethos or frame of mind rather than structural improvement or even creative research methods.

Les hélicoptères génèrent un flux d'air important en service, qui semble générer des envols de particules. Ces dernières finissent parfois leur course sur les pare-brise, créant des endommagements et susceptibles d'être liés à des fissurations macroscopiques desdits pare-brise. Une analyse de l'existant est tout d'abord menée, dans la littérature académique comme dans le contexte industriel de ces travaux. Une série d'endommagements est prélevée sur des pare-brise rebutés afin d'en analyser les motifs et les dimensions caractéristiques, et des pare-brise rompus sont analysés. Des facteurs d'influence liés au projectile, aux conditions d'impact et aux conditions environnementales sont isolés, et testés dans le cadre d'une campagne d'essais sur éprouvette. L'étude de l'influence des conditions environnementales indique que l'atmosphère du laboratoire est représentative des conditions moyennes pouvant se produire en service. Un projectile de type gravier standardisé est ensuite mis au point afin de gagner en reproductibilité des essais sans perdre de représentativité des résultats. Une série d'essais est alors menée sous des conditions d'impact variables (vitesse, incidence), et validée par des essais à plus grande échelle sur plaque de verre. Les altérations générées par le gravillonnage sont alors mesurées et quantifiées, de même que leur évolution avec la vitesse d'impact. Le lien entre ces altérations et la géométrie des endommagements est analysé, et confirmé par des modélisations analytiques et numériques. Une étude des activités complémentaires est finalement menée, dans l'optique de définir une spécification de la performance des futurs pare-brise au gravillonnage. / Helicopters can move by generating an airflow that seems powerful enough to make ground particles take off; some of them end up crashing on the windshields, creating damage called gravelling. These impacts may be linked to macroscopic windshield failure, i.e. cracks. A state-of-the-art analysis is performed, in both academic literature and corporate data. A batch of damaged spots is selected on used windshields in order to analyze characteristics dimensions and patterns featured by gravelling impacts, whereas cracked windshield fractographic analysis are performed. Influence factors, linked to the impact conditions as well as the projectile and the environment, are isolated and tested through a sample impact test campaign. After converging towards representative environmental conditions and projectile, the influence of the impact conditions are quantified on test sample, then validated with further windshield-scaled samples. The alterations created by gravelling impacts, as well as their evolution with impact velocity, can consequently be measured and quantified. The links between these alterations and the damage geometries are looked after and confirmed by analytical and numerical models. Finally, an analysis of further activities is proposed so as to be able to define gravelling performance specifications for future windshields.

Les limitations d’atterrissage des hélicoptères ne sont pas valables dans l'environnement à bord d’un navire. Il n'existe aucune méthodologie approuvée de l'analyse ou de la simulation pour évaluer la compatibilité des hélicoptères-navires et préparer les essais de qualification hélicoptères-navires. Dans ce contexte, le présent travail présente le développement et l'analyse d'une méthodologie hors ligne pour déterminer les limites opérationnelles hélicoptères-navires, SHOLs, en fonction des prédictions d’un modèle de pilote humain. Pour cela, des essais pilotés par des humains sont effectués au simulateur de l’ONERA, Salon de Provence. Sur la base des résultats de ces tests, une méthodologie innovante est validée pour déterminer la limitation de la charge de travail de pilotage, à partir des mesures des déplacements des contrôles d'hélicoptère. En outre, sont validés des modifications innovantes sur un modèle de pilote humain pour pouvoir suivre les trajectoires souhaitées et fournir le même niveau d'activité aux contrôles qu'un véritable pilote. Un ensemble de critères objectifs, correspondant aux marges de sécurité, s'ajoute aux critères subjectifs, correspondant aux limitations de la charge de travail du pilote. Une routine de simulation hors ligne, appelée SholSim, est programmée pour réaliser des simulations avec le modèle pilote et vérifier l'acceptabilité des conditions de vol, selon les critères subjectifs et objectifs. Par conséquent, le présent travail présente la première estimation, dans la littérature, des SHOLs entièrement obtenus à partir d'outils hors ligne, basés uniquement sur les prédictions de modèle pilote. / Helicopter land-based limitations are not valid in the shipboard environment. There is no analytical or simulated approved methodology for evaluating shipboard helicopter compatibility issues and preparing for at-sea flight tests. In this context, the present work presents the development and analysis of an offline methodology to determine the Ship-Helicopter Operating Limitations, SHOLs, based on pilot model predictions. For this, pilot-in-the-loop simulation trials are performed at the engineering fixed-base simulation facility of ONERA, Salon de Provence. Based on these test results, an innovative methodology is proposed and validated to determine the safe pilot workload limitation, from the measurements of the helicopter control displacements. In addition, it is proposed and validated innovative modifications on a classical pilot model enabling to follow complex predefined desired trajectories and provide the same level of control activity of a real pilot. A set of objective criteria, corresponding to the safety margins, is established in addition to the subjective criteria, corresponding to the safe pilot workload limitations. An offline simulation routine, so-called SholSim, is coded to run all models and verify the acceptability of the flight conditions, according to the subjective and objective criteria. Therefore, the present work presents the first estimation, in the literature, of the SHOLs fully obtained from offline tools, based only on pilot model predictions. The proposed methodology is promising, confirmed by predicting coherent limits when compared to the ones defined by the pilot-in-the-loop simulation trials.

Les études sur le Vortex Ring State ont récemment reçu un regain d'intérêt suite à la mise en place de trajectoires d'approche à forte pente pour les atterrissages en ville qui conduisent à des conditions de vol proches des frontières du VRS. Dans les années antérieures, les aspects numériques ont été étudiés grâce à des méthodes empiriques ou des modèles analytiques, et des expériences ont été effectuées dans le but de mieux comprendre la physique du phénomène. Dans cette étude, le code CFD elsA a été utilisé dans le but de résoudre les équations d'Euler. Un balayage en vitesse de descente verticale avec différents maillages a été réalisé afin d'étudier la capacité du solveur à capturer le Vortex Ring State. Dans un premier temps, la précision de la représentation de l'écoulement a été évalué en fonction d'hypothèses numériques (stratégies et précision des maillages, consistance en temps des simulations, ...) et physiques (périodicité de l'écoulement, cinématique du rotor, ...). Ceci permet d'extraire les options pour effectuer, dans un second temps, des simulations les plus représentatives possible de l'état de VRS afin d'étudier et de pouvoir décrire les mécanismes d'apparition et d'évolution de ce phénomène.

Cette thèse est consacrée à l'étude des instabilités du sillage tourbillonnaire des rotors, largement utilisés dans l'industrie pour la conversion d'énergie mécanique. Leur sillage peut être modélisé par un ensemble de vortex hélicoïdaux entrelacés, au sein duquel de nombreuses instabilités peuvent émerger. Ces mécanismes ont un impact significatif sur l'évolution intermédiaire du sillage et peuvent influencer les performances du rotor. Ce travail, plus particulièrement dédié aux hélicoptères, s'est tout d'abord attaché à caractériser expérimentalement l'écoulement derrière trois rotors conçus pour des régimes de vols différents. Ces conditions de bases ont ensuite servi à étudier les différents modes instables de grande longueur d'onde pouvant apparaître dans le sillage. Une bonne correspondance est trouvée entre les prédictions théoriques et les mesures expérimentales des taux de croissance associés. Une rapide analyse de l'évolution spatio-temporelle de ces perturbations a permis d'étudier la propagation d'une perturbation localisée dans le plan rotor. Il est en effet envisagé que dans certaines configurations de vol de descente, les instabilités provoquent la transition du sillage vers un état spécifique connu sous le nom d'état d'anneau tourbillonnaire, potentiellement dangereux pour l'appareil. Il se caractérise par une stagnation du sillage au voisinage du plan rotor qui en dégrade les performances. / This work studies the instabilities associated with the wake of a rotor. These devices are used in many applications such as energy harvesting or propulsion,and their optimisation is crucial for both industry and the environment. The wakebehind a rotor is broadly defined as a system of interlaced helical vortices, whose dynamics governs the transition from the near-wake to the far-wake regime. In our first study, we investigate the wake behind different small-scale rotors in their design operating condition. We use the resulting flows in a subsequent linear stability analysis, aiming at predicting long-wavelength instability modes in the helical vortex. We find that the theoretical prediction of the modes growth-rates matches our experimental measurements. We also show that the dynamics of helical vortex filaments can be predicted from simple two-dimensional theory. In more critical flow configurations, instabilities are suspected to promote the transition to hazardous regimes such as the so called Vortex-Ring State, characterised by large-scale recirculating structures.The second part of this work is thus dedicated to the spatio-temporal evolution of localised perturbations in the rotor plane, and their potential tendency to propagate upstream in the flow.

Les travaux présentés proposent une nouvelle approche du contrôle actif du bruit à l'intérieur des hélicoptères. Les stratégies de contrôle s'attachaient à réduire le bruit moyennes fréquences en grande partie produit par la boite de transmission principale. Nous proposons d'utiliser le contrôle actif pour traiter les basses fréquences dans la cabine. Les niveaux mis en jeu dans ces gammes de fréquences sont tels qu'un contrôle acoustique nécessite une attention particulière dans la confection des sources antibruits.<br />Nous avons montré l'intérêt de scinder le problème en deux parties. Un premier dispositif est conçu pour traiter la fréquence produite par le rotor principal de l'autogire, et un second dispositif est destiné à traiter la partie large bande du bruit basses fréquences. Nous proposons une méthode spécifique pour la conception des sources antibruits.<br />Compte tenu de la faible disponibilité des aéronefs pour les essais du système, nous avons eu recours à une maquette à l'échelle 1. Nous avons proposé une méthode originale permettant d'y produire un champ primaire perceptivement similaire à celui présent sur l'hélicoptère.<br />Nous avons validé notre stratégie de contrôle par des simulations d'algorithmes FXLMS et IMC-FXLMS. Ces simulations, basées sur des mesures issues d'une campagne d'essaisl, ont pu être validées par des essais du dispositif sur la maquette mettant en œuvre un contrôleur et les sources que nous avons développé. Au cours de l'étude, nous avons participé à la mise au point du matériel embarquable (contrôleur, ampli. et sources). Ce matériel nous a permis de réaliser des essais en vol en fin de thèse qui ont montré l'efficacité du dispositif.

Cette thèse présente la conception, la fabrication et l'étude analytique d'un nouveau concept basé sur la barre de Hiller pour réaliser la commande du rotor sans plateau cyclique. Les pales sont couplées à des palettes. Un aileron, commandé par des actionneurs piezo-électriques, est situé derrière le bord de fuite de chaque palette. L'aileron est incliné par l'actionneur, et génère ainsi une portance. Le moment en pas de la palette change ainsi que le pas, la portance et le battement de la palette. L'angle de battement de la palette et l'angle de pas de la pale étant couplés, ce dernier varie. Chaque ensemble {pale palette aileron} est indépendant d'un autre. La palette peut donc générer du pas collectif et cyclique en entrée de la pale. Comparé aux rotors conventionnels, un tel système présente divers avantages tels la réduction de la complexité mécanique, de la traînée et du poids. La consommation en fuel de l'hélicoptère devrait donc décroître fortement et la disponibilité de l'aéronef augmenter. Un hélicoptère de modélisme a été piloté en milieu extérieur et sert à valider le concept de couplage. Le système a pu maintenir un vol stationnaire stable malgré la présence de vent. Une analyse comprenant la dynamique de l'aileron et quatre degrés de liberté est développée pour évaluer le comportement dynamique et apprécier la faisabilité d'un tel concept de rotor sans plateau cyclique. L'analyse est utilisée pour investiguer l'effet des paramètres du système sur l'influence que la palette et l'aileron peuvent exercer sur la pale. Des tests en stationnaire ont été réalisés sur un banc rotor principal qui représente un environnement plus maîtrisé. Le but de ces tests est de valider l'étude théorique et d'évaluer l'effet de différentes variables de conception sur la réponse en pas de la pale. Pour ce faire, le système est équipé de capteurs. Dans le cas des essais en vol comme au banc rotor principal, la commande en pas de la palette est réalisée par de petits plateaux cycliques assurant une conception rapide, simple et peu coûteuse. Le reste du système est inchangé. Pour une palette d'envergure égale à 40% du rayon de la pale, avec un pas cyclique de g o, un angle de pas cyclique de pale de 5° a été obtenu.

Modélisation du comportement dynamique des rotors d'hélicoptèresL'objectif de la thèse est l'étude et la modélisation du comportement dynamique et aérodynamique du rotor de l'hélicoptère en considérant à la fois les forces d'inertie et les forces aérodynamiques et en tenant compte des déformations élastiques des pales. L'algorithme de couplage proposé permet d'effectuer le calcul transitoire avec échange de données entre les solveurs fluide et structure à chaque pas de temps.La particularité de cette étude est l'utilisation du modèle aérodynamique de la ligne active, qui représente les forces de pale appliquées au fluide par des termes sources. Ces termes sources sont répartis dans les cellules de maillage à l'emplacement de la pale. Ainsi, la rotation, la torsion et le battement de la pale peuvent être représentés sans aucune déformation du maillage. Un avantage de la ligne active est que la simulation utilise un nombre réduit de nœuds, car des conditions aux limites "lois des parois" ne doivent pas être modélisées.Le cas d'un petit rotor expérimental d'hélicoptère est étudié en vol d'avancement. Les solveurs de fluide et de structure sont couplés pour calculer le comportement aérodynamique et dynamique du rotor. Pour ce faire, un algorithme de couplage faible en série décalé est appliqué. Les calculs itératifs sont contrôlés par un code spécialement conçu. Au début de chaque itération, le code calcule et répartit les termes sources dans le domaine fluide. A la fin du pas de temps, le code exécute le solveur de calcul de structure pour calculer un seul pas de temps. Ce solveur calcule le déplacement de la pale sous l'effet des forces aérodynamiques, élastiques et d'inertie et renvoi les résultats au solveur fluide. Les déplacements de la pale calculés servent de référence pour le solveur fluide au pas de temps suivant, pour distribuer les termes sources. Le calcul s'arrête lorsque le critère de convergence est vérifié.Afin de valider le cas simulé, des expérimentations sont réalisées en soufflerie. La puissance et la poussée aérodynamique du rotor sont mesurées. La Vélocimétrie par images de particules (PIV) est utilisée pour obtenir le champ de vitesse autour du rotor. Les mesures PIV à phase bloqué dans des plans azimutaux ont permis de reconstituer le champ d'écoulement 3D. La comparaison entre les résultats numériques et les expériences montre un bon accord et permet de valider la méthode de couplage proposée.

Modélisation du comportement dynamique des rotors d'hélicoptèresL'objectif de la thèse est l'étude et la modélisation du comportement dynamique et aérodynamique du rotor de l'hélicoptère en considérant à la fois les forces d'inertie et les forces aérodynamiques et en tenant compte des déformations élastiques des pales. L'algorithme de couplage proposé permet d'effectuer le calcul transitoire avec échange de données entre les solveurs fluide et structure à chaque pas de temps.La particularité de cette étude est l'utilisation du modèle aérodynamique de la ligne active, qui représente les forces de pale appliquées au fluide par des termes sources. Ces termes sources sont répartis dans les cellules de maillage à l'emplacement de la pale. Ainsi, la rotation, la torsion et le battement de la pale peuvent être représentés sans aucune déformation du maillage. Un avantage de la ligne active est que la simulation utilise un nombre réduit de nœuds, car des conditions aux limites «lois des parois» ne doivent pas être modélisées.Le cas d'un petit rotor expérimental d'hélicoptère est étudié en vol d'avancement. Les solveurs de fluide et de structure sont couplés pour calculer le comportement aérodynamique et dynamique du rotor. Pour ce faire, un algorithme de couplage faible en série décalé est appliqué. Les calculs itératifs sont contrôlés par un code spécialement conçu. Au début de chaque itération, le code calcule et répartit les termes sources dans le domaine fluide. A la fin du pas de temps, le code exécute le solveur de calcul de structure pour calculer un seul pas de temps. Ce solveur calcule le déplacement de la pale sous l'effet des forces aérodynamiques, élastiques et d'inertie et renvoi les résultats au solveur fluide. Les déplacements de la pale calculés servent de référence pour le solveur fluide au pas de temps suivant, pour distribuer les termes sources. Le calcul s'arrête lorsque le critère de convergence est vérifié.Afin de valider le cas simulé, des expérimentations sont réalisées en soufflerie. La puissance et la poussée aérodynamique du rotor sont mesurées. La Vélocimétrie par images de particules (PIV) est utilisée pour obtenir le champ de vitesse autour du rotor. Les mesures PIV à phase bloqué dans des plans azimutaux ont permis de reconstituer le champ d'écoulement 3D. La comparaison entre les résultats numériques et les expériences montre un bon accord et permet de valider la méthode de couplage proposée. / MODELING THE DYNAMIC BEHAVIOR OF HELICOPTER ROTORThe aim of the thesis is the investigation and modeling of dynamic and aerodynamic behavior of helicopter rotor considering both inertial and aerodynamic forces and taking into account the elastic deformation of the blades. The proposed coupling algorithm allows the transient calculations with data exchange between the fluid and structure solvers at each time step.The particularity of this research is the use of an actuator line aerodynamic model, which represents the blade forces applied to the fluid as source terms. These source terms are distributed in the grid cells where the blade is located. Thus the rotation, flapping and torsion of the blade can be represented without any grid deformation. An advantage of the actuator line is that the simulation uses a reduced number of nodes, because the “wall” boundary conditions do not need to be modeled.The case of small experimental helicopter rotor is studied in forward flight. The fluid and structure solvers are coupled to calculate aerodynamic and dynamic behavior of the rotor. For this purpose, a loosely coupling serial staggered algorithm is applied. The iterative calculations are controlled by specially developed code. At the beginning of each iteration, this code calculates and distributes the source terms in the fluid domain. At the end of the time step, the code runs the structural solver to execute a single time step. This solver calculates the blade displacement under aerodynamic, elastic and inertial forces, and the results are returned to the fluid solver. The calculated blade displacements serve as reference in the next fluid step to distribute the source terms. The calculation stops when the convergence criteria are met.In order to validate the simulated case, measurements are carried on in the wind tunnel. The power and aerodynamic thrust of the rotor are measured. Particle Image Velocimetry (PIV) is used to obtain the velocity field around the rotor. Phase locked measurement in azimuth planes enabled to reconstruct 3D flow field. The comparison between numerical results and experiments shows good agreement and permits to validate the proposed coupling method.