Aerodynamic Simulations of Helicopter Rotors through the Actuator Line Method

Les hélicoptères se distinguent des autres aéronefs par leur polyvalence inégalée dans leur capacité de vol vertical efficace leur permettant d'accéder facilement à des zones reculées. Bien que les capacités de vol vertical et leurs performances soient d'une importance primordiale, l'hélicoptère d'aujourd'hui doit encore fonctionner efficacement dans tous les régimes de vol, comme le vol vers l'avant, la descente et en interaction étroite avec les obstacles environnants sur des terrains difficiles. Ces défis, en particulier le dernier, s'étendent également à un champ plus large de véhicules à décollage/atterrissage vertical plus généraux tels que les drones sous la forme de micro-véhicules aériens et l'avènement de la mobilité aérienne urbaine. Toutefois, en raison de la grande polyvalence et de l'applicabilité de l'aéronef, il serait impossible pour les concepteurs d'envisager tous les cas de vol et les configurations hors design dans lesquels les opérateurs utilisent l'aéronef. Pour certaines de ces applications spécifiques, il est nécessaire d'évaluer les performances de vol des hélicoptères dans des conditions de vol difficiles. L'objectif principal de cette thèse est d'étudier les calculs aérodynamiques haute-fidélité des rotors d'hélicoptères dans diverses conditions de vol. Des conditions telles que le vol stationnaire, le vol avant, l'effet de sol et l'interaction avec un bâtiment de faible hauteur sont évaluées. Les simulations traditionnelles de haute fidélité basées sur les méthodes Navier-Stokes par Moyennage de Reynolds Instationnaire (U-RANS) peuvent prendre jusqu'à plusieurs semaines sur des centaines de coeurs de CPU pour compléter un calcul pour une configuration, ce qui les rend intensives en temps et en calcul. Pour tenter d'enrayer ce problème, un modèle, toujours basé sur un cadre U-RANS haute fidélité, est exploré. La méthode développée doit simuler et prédire avec précision les principaux paramètres de performance du rotor tels que la poussée, le couple, le facteur de mérite et le sillage général du rotor. Le modèle retenu est la méthode de la ligne actuatrice (ALM). Cette méthode, qui est largement utilisée pour les simulations d'éoliennes, remplace les pales du rotor par des termes sources de quantité de mouvement dans les équations U-RANS. La suppression du maillage des pales réduit considérablement la taille du maillage de calcul, ce qui diminue le coût de calcul. Tout d'abord, afin d'adapter l'ALM aux écoulements de rotor d'hélicoptère, une étude paramétrique est réalisée dans un cadre simplifié. Dans un cadre bidimensionnel, différentes méthodologies d'échantillonnage de la vitesse sont testées avec l'échantillonnage intégral de la vitesse s'avérant supérieur. D'autres sensibilités du modèle liées à la modélisation et à l'écoulement sont évaluées et caractérisées. Ensuite, une simple extension en 3D pour une application d'aile fixe montre l'adéquation de la méthode dans le traitement des écoulements 3D. Ensuite, l'ALM est appliquée à un rotor en vol stationnaire. Un kernel Gaussien tronquénormalisé correctement ajusté donne des résultats supérieurs en termes de capacités de prédiction des coefficients du rotor. L'ALM produit également un sillage tourbillonnaire similaire à celui d'une simulation avec les pales pleinement résolues. Troisièmement, la méthode est appliquée à un cas de vol axial où les capacités de prédiction du modèle ALM sont presque identiques par rapport à la simulation de référence avec pales entièrement résolue. L'ALM est également capable de prédire la diminution linéaire du facteur de mérite pour un rotor en montée avec une grande précision. En descente, l'accord est moins bon en raison de l'absence de régime d'anneau tourbillonnaire sensé être présent tel qu'observé dans les résultats expérimentaux. Enfin, l'ALM est testée dans des conditions d'écoulement de plus en plus complexes, y compris le vol stationnaire en effet de sol, le vol avant en effet de sol, en effet de sol en interaction avec un obstacle en forme de boîte, avec et sans vent incident. Dans tous les cas, l'ALM est capable de prédire les tendances globales de l'écoulement avec une petite erreur de prédiction de la poussée dans les états d'effet de sol les plus extrêmes. La méthode est également capable de prédire la magnitude relative et le changement d'orientation du coefficient de moment. L'ALM est par ailleurs en bon accord avec les simulations de référence avec les pales pleinement résolues. La concordance globale de l'ALM avec les simulations à pales entièrement résolues et les données expérimentales démontre ses capacités à prédire avec précision l'écoulement autour d'un rotor ainsi que ses performances dans des conditions difficiles. La méthode est donc jugée apte à remplacer les simulations à pales entièrement résolues qui sont plus coûteuses en temps de calcul.

Abstract

Helicopters distinguish themselves from other aircraft by their unparalleled versatility in their capacity of efficient vertical flight allowing them to access remote areas easily. Although vertical flight capabilities and their performance are of primordial importance, today's helicopter must still operate in all flight regimes efficiently such as forward flight, descent and in close interaction with surrounding obstacles over challenging terrain. These challenges, in particular the latter, also extend to a widening field of more general vertical take off/landing vehicles such as drones in the form of Micro Air Vehicles and the advent of urban air mobility. However, due to the wide versatility and applicability of the aircraft, it would be impossible for designers to consider all flight cases and off-design configurations that third parties use or operate the aircraft in. For some of these specific applications, there remains a need to evaluate the aerodynamic performances of helicopters in possibly challenging conditions. The main objective of this thesis is to study the high fidelity aerodynamic computations of helicopter rotors in various flight conditions. Conditions such as hover, forward flight, ground effect and in interaction with a low-rise building are assessed. Traditional high fidelity simulations based on Unsteady Reynolds Averaged Navier Stokes (U-RANS) methods can take up to several weeks on hundreds of CPU cores to complete a computation for one configuration, making them time and computationally intensive. In an attempt to curtail this issue, a model, still based on a high fidelity U-RANS framework, is explored. The developed method needs to accurately simulate and predict the main rotor performance metrics such as thrust, torque, figure of merit and general rotor wake. The Actuator Line Method is the selected model. This method, which is widely used for wind turbine simulations, replaces the rotor blades by momentum source terms in the U-RANS equations. The removal of the blade mesh significantly reduces the computational mesh size thus lowering the computational cost. First, in order to adapt the ALM for helicopter rotor flows, a parametric study is performed in a simplified framework. In a two-dimensional setting, different velocity sampling methodologies are tested with the integral velocity sampling proving superior. Other model sensibilities related to the modelling and the flowfield are assessed and characterized. Then, a simple extension in 3D for a fixed wing application shows the appropriateness of the method in handling 3D flows. Second, the ALM is applied to a rotor in hover. A properly tuned truncated-normalized Gaussian kernel showed superior results in terms of integrated coefficient prediction capabilities. The ALM also produces a similar tip vortex wake when compared to an equivalent blade resolved simulation. Third, the method is applied to an axial flight case where the predictive capabilities of the ALM model are near identical when compared to the fully resolved reference. The ALM is also capable of predicting the linear decrease in figure of merit for a rotor in climb with great accuracy. In descent, less agreement is found due to the mispredicted absence of vortex ring state present in the experimental results. Finally, the ALM is tested in increasingly difficult flow conditions including hovering in ground effect, forward flight in ground effect, in ground effect in interaction with a boxshaped obstacle both with and without incoming wind. In all cases, the ALM is capable of predicting global flow trends with a small misprediction of thrust in the most extreme ground effect states. The method is also capable of predicting the relative magnitude and orientation change of the moment coefficient. The ALM otherwise agrees well with the reference blade resolved simulations. The overall agreement of the ALM with both the fully blade resolved simulations and the experimental data demonstrates its capabilities in accurately predicting rotor flows in challenging conditions and its appropriateness to replace more costly fully blade resolved simulations.