Face à l’intérêt croissant pour les aéronefs à décollage et atterrissage verticaux(VTOL) en tant que moyen de mobilité aérienne urbaine, les recherches sur les hélices pour ces usages sont en plein essor. Ces aéronefs se caractérisent par des systèmes de propulsion électrique distributive équipés de rotors à charge légère, fonctionnant dans la regime subsonique basse. Le choix de couvrir les rotors d’un carénage a une influence majeure sur les performances aérodynamiques,et chaque configuration offre certains avantages par rapport aux autres. Les hélices d’un aéronef VTOL classique voient l’angle d’incidence sur les rotors varier grandement pendant le vol,du décollage jusqu’à la croisière, passant de 0° à près de 90°.Cela ajoute un niveau de complexité à la conception des hélices, car un écoulement incident entraîne des charges instationnaires sur les pales et des forces additionnelles sont générées dans le plan du rotor.Celles-ci ont un impact sur les performances globales, ainsi que sur l’intégrité structurelle et la stabilité des rotors. Cette zone de transition nécessite toutefois des études de simulation haute fidélité ou des campagnes expérimentales pour une estimation précise des forces instationnaires dans le plan. L’objectif de cette thèse est d’étudier le fonctionnement des hélices en présence d’un écoulement incident, en tenant compte des deux configurations de rotor possibles, l’ hélice carénée et l’hélice libre.L’objectif est d’analyser le phénomène aérodynamique sur chaque configuration ainsi que de développer une méthode peu coûteuse d’estimation des performances en cas d’incidence.L’étude commence par la conception de rotors équivalents à iso poussée totale pour des points de conception multiples,afin de servir de base de référence en écoulement axial.L’équivalence entre les configurations est choisie en fonction des contraintes expérimentales propres à l’étude. Les paramètres géométriques pertinents qui influencent les performances sont identifiés pour chaque cas, et les études de compromis nécessaires sont menées afin une conception optimisée entre le décollage et croisière. Une campagne expérimentale est prévue pour mesurer les performances de l’hélice en écoulement incident à l’aide du modèle de conception. La méthodologie adoptée est détaillée, ainsi que les difficultés rencontrées au cours de l’étude qui ont empêché la réussite de la campagne, et le processus d’identification de la source de ces problèmes. Les performances d’hélice sous écoulement incident sont estimées au moyen de modèles analytiques.Les modèles existants dans la littérature sont examinés pour la configuration d’hélice libre, et la précision du modèle sélectionné est améliorée par l’intégration d’un modèle de vitesse induite par l’incident.En tenant compte du champ d’écoulement modifié pour le rotor en présence de la carène et de l’impact de la vitesse induite par le rotor sur la carène,un modèle analogue est développé pour les performances de rotor caréné sous écoulement incident. Chaque modèle est vérifié par rapport à la simulation URANS pour les hélices conçues.À des angles d’incidence faibles, les modèles de bas ordre montrent une bonne concordance avec les études URANS.À d’incidence élevées,des divergences entre les deux sont observées et les limites de modèle sont ainsi identifiées.Une analyse du champ d’écoulement est effectuée pour déterminer l’influence du carénage sur le fonctionnement.Il est constaté que le carénage peut atténuer l’effet de l’incidence sur le rotor à des angles d’incidence bas,en filtrant de fait l’écoulement.À des angles d’incidence élevés, un écoulement d’entrée non uniforme sur le rotor est établi,car l’écoulement sur la circonférence de la carène dépend fortement de l’incidence locale.L’établissement d’une carte caractéristique pour l’hélice carénée en fonction de l’incidence révèle que le paramètre de débit effectif constitue un complément pertinent pour définir le fonctionnement du système en incidence
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With growing interest in Vertical Take-off and Landing (VTOL) aircraft as a means for urban aerial mobility, research regarding the design of propellers for such applications is on the rise. Distributive electrical propulsion (DEP) systems with lightly loaded rotors operating in low to mid subsonic range is a typical characteristic of these aircraft. A design choice in the propeller architecture to cover the rotors with a shroud majorly affects the aerodynamic performance of the aircraft, and each configuration offers some advantages over the other along with drawbacks. Regardless of the configuration, propellers in a typical VTOL aircraft experience a large change in incidence angle of flow over the rotors during operation from take-off transitioning to cruise, ranging from 0° to almost 90°. This adds a level of complexity to the design of propellers, as an incident flow results in unsteady loading over the blades and additional forces generated in the rotor plane. These loads impact the propeller global performance, as well as the structural integrity and stability of the rotors. This transition zone however requires detailed high fidelity simulation studies or experimental campaigns for proper estimation of the unsteady in-plane forces. The aim of this thesis is to address incident flow operation over the propellers, with consideration of both possible rotor configurations, namely the shrouded and free propellers. The objective is to analyse the aerodynamic phenomenon over each configuration as well as develop a low-cost method of estimating performance under incidence.
The study starts with the design of equivalent rotors at iso-total thrust condition for multi-design point operation to serve as a basis of reference under axial flow. The equivalency between the configurations is chosen based on the experimental constraints present for the study. Relevant geometric parameters that influence performance are identified for each case, and the necessary trade-off studies are carried out to balance an optimized design between take-off and cruise operation. An experimental campaign is planned for the measurement of propeller performance under incident flow using the optimized design model. Methodology undertaken is detailed in steps, along with the difficulties encountered during the study which prevented successful completion of the campaign, and the process of identifying the source of such issues.
Propeller performance under incident flow is estimated with the development of analytical models. Existing models in the literature are explored for the free propeller configuration, and the accuracy of the selected model is improved by the inclusion of incident induced velocity model. Taking into account the modified flowfiled for the rotor in the presence of the shroud, and the rotor induced velocity impact on the shroud, an analogous model is developed for the performance of shrouded rotor configuration under incident flow. Each model is verified against URANS simulation for the designed propellers. At lower incidence angles, the low-order models indicate satisfactory agreement with URANS studies. At higher incidences, discrepancies between the two are noted and the limitations in each model are identified thusly. Analysis of the flowfield is carried out to identify the influence of the shroud on operation. It is discovered that the shroud can mitigate the effect of incidence on the rotor at lower incidence angles, in effect filtering the flow. At higher incidences, non-uniform inflow over the rotor is established as the flow over the circumference of the shroud is highly dependent on local incidence. Construction of characteristic map for shrouded propeller in incidence reveals effective massflow parameter to be a relevant addition to define system operation in incidence. |