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International audience; A passive twist control is considered as an adaptive way to maximize the overall efficiency of a proprotor developed for convertible Micro Air Vehicles (MAV). Incorporated into a database of airfoil characteristics, Blade Element Momentum Theory (BEMT) is implemented to predict the performance of proprotors at low Reynolds numbers. Using this model, it is found that low twist allows for efficient hovering while high twist helps to forward flight. The Centrifugal Force Induced Twist (CFIT) concept is proposed to realize the required torsion of proprotor between hover and forward flight. Tip mass is used to provide the nose-down twisting moment by centrifugal force and stabilize the flexible blade. Classical Lamination Theory (CLT) is employed to estimate the torsion behavior of glass/epoxy laminate blade and to study the feasibility of CFIT concept. The results indicate that the predicted torsion of CFIT blade is of the same level with required deformation. The laminate blades were tested in hover and forward flight modes, with deformations measured by Laser Displacement Sensor (LDS). In rotor mode, the laminate blade can generate approximately -9◦ torsion at blade tip rotating at 1,300 RPM. By contrast, at 800 RPM and inflow velocity 8m/s, it is capable of providing around -5◦ torsion at blade tip in propeller mode.

International audience; In the present study, a passive twist control is considered as a potential way to improve the overall flight efficiency for proprotor of Micro Air Vehicle (MAV). This paper will focus on the aerodynamic performance and deformation behaviour of a flexible laminate blade. Incorporated with adatabase of airfoil characteristics, Blade Element Momentum Theory (BEMT) is implemented for performance prediction of proprotor at low Reynolds numbers. The preliminary procedure is based on finding optimum twist distributions for hover and forward flight, but keeping a given chord distribution.A numerical model is developed using a combination of aerodynamic model based on BEMT, and structural model based on anisotropic beam finite element, in order to evaluate the coupled structural and the aerodynamic characteristics of the deformable proprotor blade. The numerical model - Fluid Structure Interaction (FSI) was then validated by means of shape reconstruction from LDS (Laser Displacement Sensor) outputs. It can be concluded that the proposedexperiment technique is capable of providing a predictive and reliable data in blade geometry and performance for rotor mode. The FSI approach is also valid as a reliable tool for designing and analyzing the MAV proprotor made of composite material.

National audience; This paper is concerned with the evaluation of design techniques, both for the propulsive performance and for the structural behavior of a composite flexible proprotor. A numerical model was developed using a combination of aerodynamic model based on Blade Element Momentum Theory (BEMT), and structural model based on anisotropic beam finite element, in order to evaluate the coupled structural and the aerodynamic characteristics of the deformable proprotor blade. The numerical model was then validated by means of static performance measurements and shape reconstruction from Laser Distance Sensor (LDS) outputs. From the validation results of both aerodynamic and structural model, it can be concluded that the numerical approach developed by the authors is valid as a reliable tool for designing and analyzing the drone proprotor made of composite material. The proposed experiment technique is also capable of providing a predictive and reliable data in blade geometry and performance for rotor modes.Mots clefs

The growing interest of rotary wing UAVs, for military and civilian applications, has encouraged designers to consider miniaturized configurations, more efficient in terms of endurance, payload capability and maneuverability. The purpose of this paper is to study a new configuration of coaxial rotor as applied to a micro aerial vehicle (MAV) with the intention to guarantee the vehicle maneuverability while removing unnecessary control surfaces which would increase wind gust sensitivity. Coaxial rotor configurations maximize the available rotor disk surface and allow for torque cancelation. Tilting rotors may allow for the vehicle control.

L’objectif de cette étude est d’analyser expérimentalement l’interaction entre un tourbillon longitudinal isolé et une couche limite se développant sur un profil portant bi-dimensionnel de type NACA0015 pour des incidences faibles et autour du décrochage statique. Le travail a été réalisé en tunnel hydrodynamique à Reynolds 5 105, le tourbillon est généré en amont par une aile elliptique de section NACA0020. Les campagnes de mesures ont été réalisées par LDV et PIV en ce qui concerne le champ de vitesse et par balance hydrodynamique en ce qui concerne les efforts globaux. Ce type de configuration peut être retrouvé dans les applications de contrôle d’écoulement (par utilisation de générateurs de vortex) ou en hydrodynamique navale dans les interactions « tourbillon d’ogivesafran de gouvernail ». L’originalité de la configuration étudiée réside dans le fait que le vortex est généré hors couche limite, contrairement à la configuration classique du contrôle d’écoulement en aérodynamique, où le vortex est généré à une distance de l’ordre de l’épaisseur de couche limite. Les résultats ont montré que la présence du tourbillon inhibe le phénomène d’hystérésis lors du décrochage statique du profil NACA0015, ceci étant associé à une modification notable des états de couche limite tant en valeur moyenne que fluctuante. En effet, pour les faibles incidences, la présence du tourbillon longitudinal modifie le gradient de pression, retarde de manière globale le décollement de la couche limite en réaccélérant le fluide à la paroi. Pour les incidences plus élevées, on observe un ré-attachement de la couche limite dans la région d’inflow (zone d’apport de fluide rapide à la paroi). La dynamique de cet écoulement est analysée par décomposition orthogonale en modes propres (POD) dans le but de mieux appréhender l’alignement spatial tourbillonnaire dans le sillage des corps mis à grande incidence et contrôlé.

L’objectif de cette étude est d’analyser expérimentalement l’interaction entre un tourbillon longitudinal isolé et une couche limite se développant sur un profil portant bi-dimensionnel de type NACA0015 pour des incidences faibles et autour du décrochage statique. Le travail a été réalisé en tunnel hydrodynamique à Reynolds 5 105, le tourbillon est généré en amont par une aile elliptique de section NACA0020 et les campagnes de mesures ont été réalisées par LDV et PIV 3C/2D en ce qui concerne le champ de vitesse et par balance hydrodynamique en ce qui concerne les efforts globaux. Les résultats ont montré que la présence du tourbillon inhibe le phénomène d’hystérésis lors du décrochage statique du profil NACA0015, ceci étant associé à une modification notable des états de couche limite tant en valeur moyenne que fluctuante. En effet, pour les faibles incidences, la présence du tourbillon longitudinal modifie le gradient de pression, retarde de manière globale le décollement de la couche limite en ré-accélérant le fluide à la paroi. Pour les incidences plus élevées, on observe un réattachement de la couche limite dans la région d’inflow (zone d’apport de fluide rapide à la paroi). La dynamique de cet écoulement est analysée grâce aux quantités turbulentes dans le sillage du profil NACA0015 dans la zone d’inflow et par comparaison avec celles obtenues sans la présence du tourbillon.

Control of detachment of the boundary layer around a foil found many applications in various configurations for aircraft the ability to suppress or delay the separation phenomenon leads to enhanced levels of lift, reduce noise and drag. Many studies have been experimentally conducted to test the effectiveness of different actuators. For example, regarding the methods called "active" which introduce external energy into the fluid, it distinguishes the use of movable walls Modi et al. [1], methods based on suction or blowing Wygnanski [2], McCormick [3], acoustic methods Collins [4], thermal Chang [5] or electromagnetic Gad-el-Hak [6]. In recent years, synthetic jets have been used to control flow separation and to stabilize the boundary layer by adding/removing momentum with the formation of vortical structures Wygnanski [7]. More recently, Gilarranz et al. [8] performed a study of flow separation over NACA0015 airfoil with synthetic jets control, but the modification by the control of the boundary layer has not been clearly identify.