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Colloque avec actes et comité de lecture. Internationale.; International audience; Dans le cadre des recherches conduites au sein du département Aérodynamique et Propulsion (DAeP) de l'ISAE, et plus particulièrement l'équipe travaillant sur l'aérodynamique et la propulsion des Micro-Drones s'intéresse à l'aérodynamique de micro-rotors en milieu confiné. L'étude s'inscrit dans le cadre du développement de micro-drones de type indoor destinés, par exemple, à l'exploration de réseaux tous-terrains (grottes ornées) et/ou l'observation en environnements contraignants (installations nucléaires). L'enjeu est double: évaluer l'influence de parois sur le comportement aérodynamique du micro-rotor comprendre l'influence du micro-rotor sur l'environnement proche En ce sens, le premier axe a trait à la qualification des efforts aérodynamiques subis par le rotor et fournit des données essentielles à la mise en ?uvre d'autopilote embarqué. Le second axe vise l'évaluation des champs de vitesse et pression générés par le rotor et permet notamment d'envisager l'influence du rotor en paroi, par le phénomène de « brownout » préjudiciable aux explorations archéologiques. Dans ce contexte, des moyens numériques de type calculs Navier-Stokes et des moyens expérimentaux de type mesure d'efforts, pression et PIV ont été utilisés. Les deux approches ont été conduites en parallèle en vue d'obtenir une comparaison pertinente des deux approches. L'idée étant de mettre en corrélation les structures de l'écoulement et les efforts subis par le micro-rotor dans le but de fournir une analyse physique des phénomènes rencontrés. Dans le cadre de ces travaux nous nous sommes concentrés sur un type de confinement particulier qu'est celui de l'interaction mur/sol et mur/plafond, environnement classique dans des domaines de vol indoor. En amont de cette études, nous avons étudiés les influences de parois simples (Mur/ Sol / Plafond). Grâce à des mesures de forces et de vitesse par PIV, nous avons pu révéler des changements dans la performance aérodynamique en raison de la proximité des murs et la corréler avec l'apparition de phénomènes d'écoulement spécifiques. Nos résultats sont en ligne avec des recherches approfondies sur les effets du sol, montrant que la performance aérodynamique bénéficie de la proximité du sol en raison d'une réduction de la vitesse axiale induite au disque du rotor et la réduction de l'intensité des tourbillons marginaux. De plus, alors que la proximité au plafond conduit également à une amélioration de la performance aérodynamique, il est montré que les effets de plafond sont plus sévères et soudaines que les effets au sol et peut être considéré comme un effet venturi agissant au-dessus du disque du rotor. De plus, on peut voir que les effets de canal peuvent être considérés comme une combinaison linéaire d'effets de sol et de plafond. Inversement, la proximité des parois verticales n'a pas d'impact majeur sur les performances aérodynamiques, que l'on considère une paroi isolée ou une configuration de conduit. Ces résultats démontrent que des modèles simples peuvent être dérivés pour la définition d'auto-pilotes efficaces, ce qui contribue à la robustesse des vols intérieurs. Cependant, pour obtenir une meilleure compréhension de la réponse aérodynamique d'un rotor en vol stationnaire près des conditions aux limites des parois, des essais dynamiques seront effectués à l'avenir. Dans cette éude en particulier on s'interessera à deux configurations précises, les effets de coin haut (Mur/Plafond) et coin bas (Mur/Sol).

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.

Colloque avec actes et comité de lecture. Internationale.; International audience; L'intérêt croissant des drones voilure tournante, pour des applications militaires et civiles, a encouragé les concepteurs à considérer de nouvelles configurations miniaturisés, plus efficaces en termes d'endurance, capacité d'emport et de maniabilité. Le but de cet article est d'étudier une nouvelle configuration de rotor coaxial, dans le but de garantir la maniabilité du véhicule tout en enlevant les surfaces de contrôle inutiles qui augmentent la sensibilité aux rafales de vent. Ce papier vise à étudier une version modifiée d'un contrarotatif classique, dans lequel les rotors peuvent être inclinés de manière à créer des forces et des moments de dérive potentiellement utilisables pour la maniabilité. Lorsque les rotors rotatifs sont inclinés, ils ne sont pas coaxiaux et des effets gyroscopiques sont créés. La complexité d'un mécanisme de plateau cyclique a été remplacée par un mécanisme d'inclinaison qui est actuellement assurée par servomoteurs classiques. À l'avenir, il est prévu d'utiliser un matériau électroactif. Dans le prototype présenté, la direction de la poussée des deux rotors peut être redirigée par les une inclinaison latérale et longitudinale des rotors. Un modèle théorique du mécanisme a été mis au point sur la base d'un modèle mécanique qui comprend les forces, moments et les effets gyroscopiques induites par les pièces en rotation. En plus de l'approche théorique, un dispositif expérimental a été mis au point. Il est basé sur une balance à 5 composantes permettant de mesurer les efforts et moments résultants des différentes inclinaisons.

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. 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.

Une situation classique, dans l’agencement du système propulsif d’un navire, consiste à placer le safran de gouvernail à l’aval du propulseur, dans son sillage. Cette situation permet, en particulier, de tirer profit, dans les phases de manoeuvre, de l’effet de « coup de fouet » obtenu en augmentant brutalement la vitesse de rotation (ou le pas) du propulseur pendant une durée très brève. Les interactions qui existent entre le propulseur et le safran de gouvernail ont fait l’objet de diverses études [1, 2, 3, 4, 5] tant expérimentales que numériques. En route libre les tourbillons générés en pied de pale, au voisinage du moyeu, viennent se regrouper sur l’ogive du propulseur pour constituer ce qu’il est convenu d’appeler le tourbillon d’ogive. Ce tourbillon est ensuite convecté au voisinage immédiat du safran et la question se pose des interactions éventuelles de ce tourbillon avec l’écoulement portant sur le safran. En particulier le comportement du safran à forte incidence est, en raison des normes en vigueur, l’objet d’une attention particulière de l’architecte naval. Deux paramètres sont analysés : d’une part la portance du safran à forte incidence et son angle de décrochement et d’autre part les vibrations et instationnarités pouvant apparaître lors d’une mise en forte incidence. L’un des objectifs de cette étude est d’analyser l’effet du tourbillon d’ogive sur les performances hydrodynamiques du safran dans ces conditions extrêmes.

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.

Ce travail s’insère dans le cadre d’une étude du comportement hydrodynamique et cavitant de profils épais de type NACA bidimensionnel. Ces profils sont largement utilisés en hydrodynamique navale pour les systèmes de propulsion électrique en nacelle, pour les gouvernails et sont sujet à des décollements à faible incidence ainsi qu’à des cavitations instationnaires voisines de poches se développant sur l’extrados. Le but de ce travail expérimental est de caractériser la topologie de l’écoulement diphasique pour mieux appréhender les mécanismes d’interaction entre une phase vapeur et une phase liquide et ainsi comprendre les effets de la cavitation sur les performances hydrodynamiques des corps épais. Cependant, la présence de bulles et de cavités de vapeur ne permet pas d’obtenir le champ de vitesse par les techniques classiques de vélocimétrie laser sans traitement préalable. C’est pourquoi, dans le but de discriminer la phase liquide (objets de type traceur ou particules) de la phase vapeur (objets de type : microbulles, bulles ou poches) on propose une méthode de traitement d’images et de reconstitution de champ de vitesse des différentes phases et objets identifiés. Cette technique consiste à détecter sur une image des classes d’objets de différente taille et d’isoler chaque classe afin de procéder à un moyenne pondérée pour recalculer les champ de vitesse liquide ainsi que la vitesse de bulles et la vitesse de glissement.