Anémométrie des hélicoptères

Anémométrie en aéronautique

En aéronautique, l'anémométrie est la science de la mesure et de l'utilisation de la vitesse d'un aéronef par rapport à l'air. Les techniques anémométriques utilisées à bord des avions et des hélicoptères sont différentes.

Sommaire

1 Historique
2 Aérodynamique
- 2.1 Vitesses
  - 2.1.1 Vitesse-air
  - 2.1.2 Vitesse-sol
- 2.2 Trièdres de référence
3 Instruments de bord
4 Anémométrie à bord des avions
5 Anémométrie à bord des hélicoptères
6 Notes et références

Historique

Aérodynamique

Article détaillé : Aérodynamique.

Les aéronefs utilisent essentiellement la vitesse relative de l'air par rapport à leurs surfaces aérodynamiques pour se sustenter et se mouvoir dans l'espace aérien. L'expression générale des forces aérodynamiques F_a, valable quel que soit l'aéronef est :

$Fa = \frac 1 2\ \rho\ S\ V^2\ Cz$

C_z : coefficient de portance (dépend à peu près linéairement de l'incidence).

S : surface de l'élément aérodynamique étudié.

P_s : pression de l'air.

T_s : température absolue de l'air.

V : vitesse.

$\rho = 1,225\ \frac {Ps}{Ts}$

En matière d'anémométrie, un avion ne peut se contenter de la seule indication de la vitesse-air. L'incidence, la pression de l'air et sa température font partie des valeurs liées au fonctionnement aérodynamique d'un avion. Le dérapage et le nombre de Mach jouent aussi un rôle important.

Vitesses

Vitesse-air

La vitesse relative des molécules de l'écoulement par rapport à un point convenu de la surface est la vitesse-air, notée V_A.

Un aéronef est composé d'une multitude de surfaces aérodynamiques, chacune construite avec sa propre orientation dans l'espace. Chacune de ces surfaces voit arriver l'air avec des vitesses qui peuvent être très différentes de l'unique mesure V_A fournie par l'anémométrie de bord. Ces différences sont particulièrement notables dans le cas de l'hélicoptère.

Vitesse-sol

Le terme vitesse-air V_A est utilisé pour éviter la confusion avec le terme vitesse-sol, noté V_S. Les deux notions V_A et V_S sont de natures différentes mais toutes deux sont nécessaires au pilote pendant le vol, la première, V_A pour le pilotage, la seconde V_S pour la navigation.

Trièdres de référence

Trièdre fuselage

Le vecteur vitesse-air V_A est référencé, selon la norme ISO, par rapport à un trièdre trirectangle T_F possédant les axes (X_F, Y_F, Z_F), lié au fuselage de l'aéronef et appelé trièdre avion ou trièdre hélicoptère.

Le constructeur de l'aéronef fixe, dans ses plans de fabrication, la position exacte des axes du trièdre T_F. Des marques physiques visibles ou accessibles, sont spécialement réservées à cet effet et utilisables, comme un marbre d'automobile par exemple. Leur position dans l'aéronef est précisée dans la documentation officielle de l'aéronef.

Trièdre air

Le vecteur vitesse-air V_A est conventionnellement intégré dans un second trièdre trirectangle dit trièdre air T_A, d'axes (X_A, Y_A, Z_A) et dont il constitue l'axe X_A. La direction du vecteur vitesse-air V_A dans le trièdre aéronef est exprimée par deux angles.

Incidence et dérapage

La position du trièdre air T_A par rapport au trièdre aéronef T_F définit les angles d'incidence et de dérapage dans toutes les configurations possibles de vol.

Instruments de bord

Rôle de l'anémométrie dans un aéronef

Pilotage

L'anémométre à bord d'un aéronef est avant tout un instrument de pilotage et de sécurité.

L'anémomètre fournit un repère de valeurs à respecter vis-à-vis de phénomènes dépendant de la grandeur de la vitesse-air (norme du vecteur vitesse) qui peuvent être dangereux pour la sécurité du vol.

Sur avion, le décrochage de la voilure principale est un des phénomènes dangereux le plus connu. Il se produit, dans des conditions de masse et d'altitude fixées, à partir et au-dessous d'une vitesse-air connue, déterminée lors des essais en vol. Le paramètre de base conduisant au décrochage n'est pas la vitesse-air mais l'incidence de la voilure principale. Certains avions ont été munis de capteurs d'incidence, sans pour autant supprimer l'anémomètre, qui a d'autres utilités.

Navigation

Certaines procédures de navigation utilisent l'anémomètre.

Nécessité d'un machmètre

L'anémomètre doit être complété d'un machmètre.

Si, dans les grandes vitesses, l'anémomètre peut jouer seul le rôle d'indicateur de VNE, c'est-à-dire de vitesse à ne pas dépasser, l'altitude et la température modifient la valeur du trait rouge à respecter. Un machmètre s'avère alors plus utile et mieux adapté qu'un anémomètre standard.

Anémomètre

Système universel Pitot-Statique

Article détaillé : Tube de Pitot.

Avions et hélicoptères sont tous équipés du système anémométrique dit Pitot-statique. Cet équipement fournit la norme d'une grandeur anémométrique appelée vitesse conventionnelle, notée V_C ou CAS (Calibrated Air Speed).

Principe du tube de Pitot

Le système est composé :

d'un tube de Pitot, couramment appelé « Pitot », du nom de son inventeur, qui fournit la pression P_t des filets d'air provenant de l'infini-amont.
d'une prise de pression de référence P_r, mesurant la pression statique de l'air (pression ambiante).

L'incidence et le dérapage ont une influence sur la précision de la mesure, assez minime tant que les angles en question ne dépassent pas la dizaine de degrés. Le Pitot est souvent placé, sur les avions, en avant du bord d'attaque de l'aile sur un support adéquat ou bien sur une perche dépassant du nez du fuselage. La pression recueillie est générée par l'arrêt total (et la déviation totale) des filets d'air qui auraient dû passer par le trou.

La pression totale théorique, ou pression d'impact, est égale, pour les faibles vitesses subsoniques à :

$P t = P r + 0.50ρ V 2$

On voit qu'il suffit de soustraire P_r à P_t pour obtenir une valeur $Δ P$ dite pression différentielle, fonction de V et de $ρ$ , donc de P_s et de T_s.

C'est le rôle de la seconde prise de pression, dite statique, de fournir P_s. Cette prise de pression peut être intégrée au corps du tube de Pitot, sous forme d'un trou ou de fentes latérales. Mais elle peut être ailleurs sur le fuselage en particulier sur les hélicoptères. C'est donc un casse-tête pour les constructeurs d'hélicoptères car aucun emplacement de prise statique ne peut échapper à des filets d'air non tangentiels provenant soit de l'air-amont soit du flux intense du ou des rotors. L'air-amont théorique peut provenir de toutes les directions sur un hélicoptère, contrairement au cas de l'avion.

On appelle pression de référence, notée P_r, la fausse pression statique disponible. On essaie de limiter les erreurs de statique ( $E r r e u r = P r - P s$ ), pas tant pour la précision absolue de l'anémométrie, mais plutôt pour la précision de l'altimétrie qui utilise P_r comme alimentation de l'altimètre de bord. Cette nécessité contradictoire est l'un des problèmes auxquels le constructeur se trouve confronté sans disposer de moyens sûrs d'études préalables.

Pression différentielle

Dans les basses vitesses subsoniques, la pression différentielle $Δ P$ dépend non seulement de V mais aussi de $ρ$ (masse volumique de l'air), donc, en pratique, de P_s et de T_s : $\Delta P = \frac{1}{2}\ \rho\ V^2 = \frac{1}{2}\ \rho0\ \frac{Ps}{Ts}\ \frac{Ts0}{Ps0}\ V^2$

On ne connaît pas de capteur direct de $ρ$ .

Il n'est pas possible de faire indiquer simplement la vitesse V à partir de $Δ P$ . Un calculateur recevant pour entrées $Δ P$ , P_s et T_s est capable d'en sortir numériquement ou analogiquement la valeur de V, en appliquant l'équation aérodynamique inverse $V=\sqrt{\frac{\Delta P}{0,5\ \rho0\ \sigma}}$ . Tous les aéronefs ne sont pas munis de tels calculateurs ; pratiquement aucun n'en avait avant les années 1990. On préfère, pour des questions de sécurité, avoir des instruments autonomes entièrement mécaniques.

Vitesse conventionnelle

L'anémomètre traditionnel mécanique est un indicateur de pression différentielle et, de ce fait, pourrait être gradué en unités de pression, comme l'hectopascal.

En faisant l'hypothèse que le vol est effectué dans une atmosphère dont les paramètres sont ceux du sol standard (atmosphère type OACI), soit P_s0, T_s0 et une masse volumique $ρ0$ .

$Δ P$ étant la mesure physique de pression différentielle captée par le système Pitot-statique (affichée sur le cadran de l'indicateur), on déclare que la vitesse associée à cette indication est celle qui aurait produit la même pression $Δ P$ en volant dans l'atmosphère standard au sol. On appelle vitesse conventionnelle (V_C) cette vitesse fictive. Dans le domaine des basses vitesses subsoniques, la relation entre V_C et V est :

$V_{C} = V\ \sqrt{\sigma}$ ou encore $V = \frac {V_{C}}{\sqrt{\sigma}}$

V_C n'est égal à V que si on vole en atmosphère dans laquelle $ρ$ vaut réellement 1,225 kg/m³. Dés qu'on vole en altitude, V_C ne veut plus rien dire en tant qu'indicateur de vitesse-air. Par exemple, à l'altitude standard de 10 000 pieds (3 048 mètres), $σ = 0,738$ . Une vitesse-air réelle de 250 nœuds (464 km/h) sera indiquée sur une installation Pitot-statique parfaite par une valeur V_C de 214 nœuds. On s'en accommode, ce qui tend à montrer que la vitesse-air en elle-même n'est pas vraiment utile pour le vol de l'aéronef.

Par contre comme le pilote souvent ne dispose de rien d'autre, il est réduit à faire lui-même office de calculateur pour faire de la navigation « à l'estime », qui nécessite de connaitre la vitesse-sol de l'aéronef. Partant de V_C, de Z_p et de T_s, le pilote, ou le navigateur, calcule V avec sa calculatrice de poche ou des abaques, et entreprend ses calculs de route sol, de temps de parcours et autres paramètres au moyen d'une estimation ou d'une procédure de mesure du vent.

Machmètre

Nombre de Mach

Article détaillé : Nombre de Mach.

Le nombre de Mach, noté M, est le rapport $\frac{V_{A}}{a}$ de la vitesse-air V_A sur la célérité du son dans l'air, notée a.

La célérité du son dans l'air ne dépend que de la température :

$a = \sqrt {\gamma\ R\ T }$

γ = 1,4

R = 287,04 J / K

Intérêt de la mesure

Le nombre de Mach rend compte de l'approche de phénomènes critiques voire dangereux pour l'aéronef, lorsque M tend vers 1. L'anémomètre seul est incapable de l'indiquer. Les phénomènes dangereux sont de deux ordres :

excitations vibratoires ;
déplacements importants vers l'arrière des centres de poussée qui, particulièrement, changent l'équilibre statique longitudinal de l'aéronef. Le recul des centres de poussée est de l'ordre de 25 % de la corde des profils, ce qui réclame, pour réaliser l'équilibre longitudinal, des gouvernes de profondeur particulièrement dimensionnées.

Haut subsonique et supersonique

On utilise l'expression donnant $Δ P$ en fonction de M et P_r :

$\frac{\Delta P}{P_{r}}=\left(1+0,2\ M^2\right)^{3,5}-1=\frac{\left(1,2\ M^2\right)^{3,5}}{1+\frac {2,8}{2,4} \left(M^2-1\right)^\frac{1}{0,4}}-1$

Sachant que $M =\frac{V}{a}$ et que $a = \sqrt {\gamma\ R\ T }$ et en faisant l'hypothèse que l'on vole dans les conditions au sol standard $P s = P s 0$ et $T s = T s 0$ , on calcule pour chaque valeur de $Δ P$ la valeur de la vitesse conventionnelle V_C qui donnera la même pression différentielle et on graduera avec V_C l'anémomètre Pitot-Statique.

Machmètre

Le nombre de Mach est calculé à bord et affiché dans un instrument appelé machmètre. Le cadran du machmètre est muni, comme l'anémomètre, de repères et de zones colorées pour aider le pilote à respecter les limitations fixées dans le manuel de vol.

Le machmètre utilise, comme l'anémomètre, la pression statique P_r et la pression totale P_p.

$M = f (\frac{( P{_p} - P_{r})}{P_{r}} )$

Anémométrie à bord des avions

Anémométrie à bord des hélicoptères

Article détaillé : Hélicoptère.

Article détaillé : Rotor principal.

L'hélicoptère est un aéronef à voilure tournante, en rotation rapide. La vitesse angulaire de rotation de cette voilure, portant le nom de rotor, peut varier de 200 à 500 tours par minute, selon les dimensions des pales. La vitesse linéaire en bout de pale voisine les deux tiers de la vitesse du son au point fixe (vitesse d'avancement nulle), soit environ 210 m/s^{[réf. nécessaire]}.

La voilure de l'hélicoptère, le rotor, assure la sustentation et la propulsion. Dans ce but, la surface active du rotor, matérialisée par le plan qui contient les pales, est rendue orientable. La solution classique comporte une cinématique spéciale de commandes de vol. On utilise une liaison mécanique (plus rarement électrique : fly-by-wire) entre mains du pilote et pales du rotor.

Un système de deux plateaux cycliques superposés, l'un fixe (en fait, orientable), l'autre mobile (en rotation avec le rotor) permet de passer de mouvements mécaniques dans les références spatiales du pilote (le fuselage dans lequel il est assis pour piloter) en variations de pas cyclique et de pas collectif des pales du rotor. Pas cyclique signifie que chacune des pales, articulée sur un bras du moyeu du rotor voit la valeur de pas modifiée (ou modifiable) en permanence et pour chaque valeur de sa position en azimut sur les 360° de son mouvement permanent. L'hélicoptère (à la différence de l'avion) possède trois degrés de liberté de translation dans l'espace. L'hélicoptère n'a donc pas les mêmes contraintes anémométriques que l'avion. Les technologies utilisées ne sont donc pas les mêmes^{[réf. nécessaire]}.

L'hélicoptère a toujours été équipé avec un système anémométrique en tous points semblable à celui de l'avion. La vitesse maximale atteinte en 2008 par les hélicoptères les plus rapides ne dépasse pas 250 kt^{[réf. nécessaire]}, vitesse subsonique (quand on ne considère que le fuselage).

Domaine de vol

Basses vitesses

Le domaine de vol de l'hélicoptère complète celui de l'avion tout en y empiétant assez largement. La voilure tournante, avec ses commandes spécifiques de pas cyclique et de pas collectif des pales, permet à cet aéronef de voler dans toutes les directions relatives à son axe X_F longitudinal et à toutes les vitesses en-dessous d'une cinquantaine de nœuds. Le pilotage dans le domaine des basses vitesses ne peut se pratiquer qu'en vol à vue, aucune instrumentation anémométrique certifiée n'étant disponible.

Hautes vitesses

La vitesse maximale atteinte dans le domaine grandes vitesses ne dépasse pas 250 kt. Au-delà, des phénomènes liés à la nature même du fonctionnement aérodynamique du rotor apparaissent : dissymétries, zones de portance défavorisées, phénomènes de compressibilité avancés. Les bi-rotors contrarotatifs coaxiaux et l'aile auxiliaire sont des solutions prometteuses pour dépasser cette limite.

La solution du convertible, dont le Bell XV-15, est le seul prototype qui ait donné naissance à une série^{[réf. nécessaire]}. Le V22 Osprey peut difficilement être considéré comme un hélicoptère tant la mécanique en diffère. Néanmoins, l'aérodynamique de ses deux rotors dans le domaine des basses vitesse est identique à celle des hélicoptères et elle est soumise aux mêmes contraintes et limitations. Ce qui entraine les mêmes problèmes d'anémométrie que ceux des hélicoptères.

Le système Pitot-statique se retrouve dans des conditions à peu prés équivalentes à celles d'un avion et fournit de la même manière la vitesse conventionnelle V_C sur son anémomètre de bord. Le tube de Pitot est fixé sur le fuselage, il n'y a pas d'ailes à privilégier comme sur un avion.

Les possibilités de modifier les vitesses verticales au moyen de la commande de pas collectif, inexistante sur un avion, sont la cause de modifications importantes de l'angle d'incidence du fuselage, donc de la direction d'arrivée des filets d'air sur le tube de Pitot. Bien que dépendant, en gros, du cosinus de l'angle d'incidence, peu variable dans la zone +/- 15°, des angles plus élevés sont courants, tant en montée qu'en descente. Les normes de certification JAR 27, JAR 29, FAR 27 et FAR 29 n'imposent^{[réf. nécessaire]} d'étalonnage que pour le vol en palier horizontal, pour lequel le constructeur aura évidemment calé préférentiellement le tube de Pitot.

La commande de pas collectif a pour effet de créer, à partir d'une situation stabilisée, une vitesse verticale proportionnelle à la modification de pas des pales. Cette variation de vitesse verticale ne dépend pratiquement pas de la vitesse V_A. Donc, la variation d'incidence de l'air sur le fuselage et le Pitot est d'autant plus forte que la vitesse-air V_A est faible.

Pitot inexploitable aux basses vitesses

L'incidence $α f$ du fuselage de l'hélicoptère peut varier de 0 à 359° sans dommages dans les basses vitesses. La seule constante, dans un vol non acrobatique, est que l'assiette longitudinale $Θ f$ du fuselage reste à peu près horizontale. Le rotor et le fuselage qui lui est lié restent donc à peu près horizontaux, indépendamment de la direction du vecteur vitesse-air. En effet, le rotor, pour produire les forces de propulsion, n'a besoin de s'incliner que très peu dans le sens de la force à produire. $F_{X} = M\ g\ \sin{\Theta_{r}}$ On atteint ainsi, aux basses et moyennes vitesses vers l'avant, des angles d'incidence du fuselage pour lesquels le Pitot ne fonctionne plus selon le mode normal prévu.

Le rotor de l'hélicoptère est assimilable en première approximation, à un disque plan P_R. Ce disque P_R contient les pales, tendues lorsque le régime de rotation d'entrainement des pales est nominal. La somme de toutes les forces aérodynamiques créées par les pales se réduit à une force unique F_R dont la composante F_N perpendiculaire au plan du disque en constitue l'essentiel. Le plan du disque peut s'incliner dans tous les sens par rapport au moyeu mécanique d'entraînement en rotation. On parle de « basculement » du rotor. On mesure le basculement par les deux angles a_r basculement longitudinal et b_r basculement latéral par rapport au plan normal au moyeu. Ce basculement est créé :

volontairement par la commande cyclique des pales à disposition du pilote (manche cyclique) ;
involontairement par une variation, par rapport à un état initial stabilisé, du vecteur vitesse-air V d'alimentation (ou amont du rotor). Cette rétroaction après une commande de variation du vecteur vitesse V (module - incidence - dérapage) est un élément clé

des qualités de la stabilité statique de l'hélicoptère.

L'expression $\Delta P = 0,5\ \rho\ V^2$ de la pression différentielle Pitot, valable aux faibles vitesses, montre que la forme parabolique de la courbe $\Delta P = f \left( V \right)$ possède une tangente horizontale au point V = 0. Ce qui veut dire que la pression ne varie pas avec la vitesse. Il faut attendre plusieurs dizaines de mètres/seconde pour enregistrer une pression utilisable avec des capteurs de sensibilité classique. Il faut atteindre déjà 25 nœuds soit 12 m/s ou 46 km/h pour noter 1,0 hPa de pression. Alors qu'à 150 nœuds, on note 37 hPa. Le Pitot est donc pratiquement inexploitable aux basses vitesses par manque de sensibilité et resserrement excessif des graduations.

Théorie de Froude

Champ aérodynamique de l'hélicoptère

Les dimensions d'un rotor (son diamètre) sont d'abord déterminées en fonction de l'efficacité souhaitée en vol stationnaire. L'efficacité aérodynamique est caractérisée par le nombre de newtons qu'un kilowatt dépensé sur le moyeu rotor peut soulever, hors de l'effet de sol. Les valeurs classiques sont de l'ordre de 70 N/kW. Plus grand est le diamètre, meilleure est l'efficacité théorique. Ceci conduit à avoir de très grands rotors de diamètre aussi important que le fuselage (mais que l'on évite de faire recouvrir le rotor arrière anti-couple).

Le rotor fabrique normalement, en vol stationnaire ou vertical, sa force de portance F_N en accélérant depuis son amont (quelque part « loin » au-dessus) une grande quantité d'air à travers son disque, de diamètre D_r, et en la rejetant en aval sous lui avec une vitesse plus grande. Le rotor peut produire sa force de portance F_N en vol en descente verticale en décélérant depuis son amont (loin en bas) une grande quantité d'air à travers son disque rotor et en le relâchant en aval (au dessus) avec une vitesse plus faible.

La théorie de Froude, moyennant quelques hypothèses et l'application de la première loi de la dynamique, permet d'évaluer la puissance théorique nécessaire à soulever un hélicoptère de masse m donnée, dans une atmosphère où la masse volumique $ρ$ est connue : $W_{N} = \frac{ F_{N}^\frac{3}{2}}{\sqrt{2\ \rho\ S}}$

La vitesse V₁ de l'air qui traverse le disque est appelée vitesse induite par la portance. En vol stationnaire, elle est notée V_i : $V_{i} = \sqrt{\frac{F_{N}}{2\ \rho\ S}}$

L'ordre de grandeur de V_i est de 15 à 20 m/s. Mais, en aval, on démontre que l'air est relâché avec une vitesse V₃ = 2 * V_i soit 30 à 40 m/s ou 60 à 80 kt. Comme le tube de Pitot ne peut être placé que prés du fuselage, il est entièrement baigné dans un flux d'air de tempête qui lui parvient obliquement ou normalement et sans aucun rapport avec l'air amont V_A dû au déplacement du fuselage dans l'atmosphère. Les indications de l'anémométre ne veulent plus rien dire. Les constatations pratiques permettent de fixer à 40 kt la vitesse limite de fonctionnement du système Pitot-statique en palier sur la moyenne des hélicoptères. Pour les vols à forte pente, les limites passent à des valeurs supérieures. Le système Pitot-statique :

ne donne des indications de vitesse conventionnelle V_C que selon la composante longitudinale X_F ;
ne fonctionne plus dans le domaine des basses vitesses, au-dessous de 40 kt en moyenne.

Il en résulte des conséquences préjudiciables à la sécurité, aux performances et aux missions de l'hélicoptère.

Champ aérodynamique du rotor

Un rotor d'hélicoptère est constitué par :

les pales, identiques à des ailes d'avion de grand allongement ;
le disque, surface circulaire balayée par les pales en rotation.

Les pales travaillent dans le champ aérodynamique créé par les pales qui les entourent, vestige du précédent passage après un ou plusieurs tours de rotation, avec ou non décalage par l'avancement.

En première approximation, le disque rotor est une surface uniformément porteuse. Un vecteur vitesse, supposé uniforme, noté V₁ traverse le disque. La très forte interaction réciproque entre les pales est ignorée en tenant compte, dans le calcul de V_R (relatif à la pale), de la vitesse V₁ à travers le disque. V₁ est appelée vitesse induite. La vitesse V_R, amont des pales est composée de la somme géométrique :

de la vitesse linéaire d'entrainement en rotation $Ω R e q p$ où Reqp est le rayon équivalent de portance de la pale ;
du vecteur vitesse V_A du fuselage, porteur du rotor.
de la vitesse induite V₁ qui apporte les effets d'interaction.

Ajouter V₁, perpendiculaire en gros à $Ω R e q p$ , contribue à diminuer l'incidence $α p$ de la pale, tout restant constant par ailleurs. Pour rétablir la portance effective des pales, il sera nécessaire que le pilote augmente le pas collectif des pales de la même valeur.

Vortex

Le mot vortex évoque un état tourbillonnaire d'une circulation de fluide. Cette acception n'est pas recommandable pour l'hélicoptère. Les anglo-saxons désignent le phénomène en question par « vortex ring state » (anneaux tourbillonnaires) plus caractéristique mais pas plus proche de la réalité.

Le vortex est un phénomène aérodynamique imprévisible avec les moyens instrumentaux actuellement exigés par les autorités aéronautiques. Il peut être dangereux, voire mortel, s'il se produit à une hauteur au-dessus du sol insuffisante pour que le pilote réagisse et récupère cette situation anormale. On estime à 1 000 mètres la hauteur nécessaire pour une telle récupération^{[réf. nécessaire]}. Les consignes de sécurité données aux équipages devant effectuer des études sur le vortex fixent à 1 500 mètres de hauteur par rapport au sol le minimum de marge de sécurité à adopter en début d'exercice^{[réf. nécessaire]}.

Le régime de vortex s'établit dans la circulation de l'air (V, V₁, V₃) qui alimente le rotor principal moyennant deux conditions simultanées :

composante V_H de V sur le plan du disque voisine de 0 ;
composante V_P de V normale au disque négative (dirigée du bas vers le haut du disque et de valeur supérieure à un seuil de l'ordre de 2 à 4 m/s (400 à 800 ft/min) selon la charge du disque (N/m²).

Le vortex est un état d'instabilité statique de la portance du rotor, cette instabilité se matérialisant par une divergence négative (perte de portance du rotor) irrécupérable par la seule action de la commande principale de portance, le pas collectif. Il s'accompagne le plus souvent de manifestations secondaires annonciatrices et parfois plus spectaculaires que l'effet principal, sous forme de vibrations de la structure et de mouvements désordonnés d'assiettes du fuselage difficilement contrôlables, signes de moments variables importants, dus vraisemblablement au désordre de la circulation de l'air autour du rotor.

Théorie du vortex et vitesse induite

Froude a développé une théorie très simple de la génération de la force de portance d'un disque porteur en déplacement parallèle à son axe de rotation. Cette théorie, restreinte à la direction normale au plan du disque, a été généralisée pour y inclure la totalité des directions de déplacement du disque par rapport à l'air.

La théorie de Froude (et de Froude généralisée) est relative à des raisonnements sur les vitesses et les puissances qualifiées d'induites (par la portance du disque). Elle est totalement indépendante, sauf pour sa dimension diamétrale, du moyen physique réel (les pales) qui est utilisé pour créer les forces aérodynamiques utiles.

Cette théorie rend compte expérimentalement tant du point de vue quantitatif des paramètres de vitesse et de puissance liés au rotor, que des aspects qualitatifs, nature des paramètres principaux qui influent sur leur valeur.

Théorie de l'élément de pale

Les professionnels des essais en vol ne se contentent pas de cette théorie, mais la complètent par une seconde théorie, dite théorie de l'élément de pale qui tient compte de la réalité physique des éléments aérodynamiques et qui s'appuie sur les résultats de la première pour définir les conditions aérodynamiques de travail des pales.

L'effet de l'introduction de la vitesse induite de Froude se retrouve dans la théorie de l'élément de pale sous la forme d'une partie de la puissance nécessaire à faire tourner les pales en vol strictement égale à la puissance induite calculée avec la théorie de Froude. S'y rajoutent deux autres parties dues aux caractéristiques des profils de pale utilisés. Comme la partie Froude a la valeur la plus importante, il est admis qu'elle peut suffire pour des études sommaires ou pour l'enseignement.

Théorie de Froude généralisée

Deux objectifs :

calcul des vitesses de l'air V, V₁, V₃ régnant en des sections caractéristiques de l'écoulement passant à travers le disque rotor P_R ;
calcul de la puissance W_N nécessaire à réaliser le type de vol étudié.

Les caractéristiques opérationnelles ayant une influence sont :

la vitesse V amont vue par le rotor ;
l'incidence $α r$ du disque rotor ;
la masse totale m en vol ;
la pression P_a qui règne à l'altitude du vol ;
la température T_a à cette même altitude.

La pente du vol (palier, montée, descente). En suivant le développement de la théorie généralisée de Froude, on voit que $α r$ rend compte du fonctionnement du rotor de manière bien plus globale que la pente de vol.

Autres systèmes opérationnels

LORAS

Système LORAS au sommet du mât rotor principal.

Le système LORAS^[1] (Linear Omnidirectional Resolving Airspeed System) est le seul moyen actuellement connu, opérationnel, développé en milieu industriel et équipant réellement quelques hélicoptères depuis une vingtaine d'années. Il équipe au moins une partie de la flotte des hélicoptères Dauphin HH-65 « Coast Guard » commandés à Eurocopter vers 1980^{[réf. nécessaire]}.

Le principe de ce système consiste à mesurer la vitesse-air dans le champ aérodynamique du rotor, contrairement aux pratiques habituelles qui placent le système « Pitot-statique » le plus loin possible de ce champ.

Le LORAS n'est pas très répandu à cause de la complexité de son installation à bord, au sommet du mât rotor principal. Il est constitué d'un moteur électrique entraînant en rotation (600 tours/minute environ) un bras comportant deux prises Pitot de pression dynamique diamétralement opposées. L'extraction (démodulation synchrone) de l'amplitude et de la phase de la différence de pression entre les deux prises de pression par rapport à un axe (O,X_F) lié au fuselage permet d'accéder à la vitesse air V₁ et à ses deux composantes sur le plan rotor, V1_HX et V1_HY^{[réf. nécessaire]}.

LASSIE

Commercialisé par la firme Elliott, LASSIE II (Low AirSpeed Sensing Indication Equipment) est une copie du système dit « girouettes de vol stationnaire » mis au point à l'EPNER^{[réf. nécessaire]}.

Le principe consiste en deux girouettes (Dual-Axis Low Airspeed System) placées directement sous le rotor principal et dont les axes mobiles sont respectivement parallèles aux axes O_XF et O_YF du fuselage. Ces girouettes s'alignent selon la direction locale du flux d'air $V 1$ venant juste de traverser le rotor. Les déviations des drapeaux des girouettes sont transmises électriquement à l'instrument de pilotage associé. Les girouettes doivent être situées le plus près possible des pales sous le rotor à environ la moitié du rayon de ce rotor. Il est généralement obligatoire de prévoir des supports externes, ou perches, importants et disgracieux, soumis aux intempéries et au givrage.

Pour le besoin d'essais en vol, toujours limités dans le temps et sur quelques prototypes, cette solution fonctionne très bien mais dans un domaine de faibles vitesses assez réduit^{[réf. nécessaire]}. On l'a surtout utilisé pour la réalisation des essais de performances en vol stationnaire-air en altitude.

AVC ou VIMI

Le système AVC (anémométrie vectorielle calculée) est identifié officiellement au CEV sous le nom de VIMI (vitesse indiquée par moyens internes). Outre la disparition complète de tout montage externe, le domaine de vol complet de l'hélicoptère (composantes de V selon les axes X, Y et Z (longitudinal, latéral, normal) est mesurable^{[réf. nécessaire]}.

L'École du personnel navigant d'essais et de réception (organisme d'État, fonctionnant au sein du CEV) est le seul opérateur mondial d'aéronefs qui ait installé à titre permanent et entretenu, depuis 1972, un système d'anémométrie vectorielle calculée sur chacun de ses cinq hélicoptères, acquérant ainsi en ce domaine, appliqué surtout à l'étude des basses vitesses, une expertise unique^{[réf. nécessaire]}.

Faulkner

LAASH

Litef Analytical Airspeed System for Helicopters.

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Références

↑ (en) Method for determining the horizontal airspeed of helicopters in low speed ranges

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Catégories : Aérodynamique appliquée à l'avion | Avionique

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Contenu soumis à la licence CC-BY-SA. Source : Article Anémométrie des hélicoptères de Wikipédia en français (auteurs)

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Antenne de Prandtl — Tube de Pitot Tube de Pitot Le tube de Pitot et l antenne de Prandtl sont des systèmes similaires de mesure de vitesse des fluides. Ils sont notamment utilisés pour l anémométrie en aéronautique. Il doit son nom au physicien français Henri Pitot… … Wikipédia en Français
Capteur Pitot — Tube de Pitot Tube de Pitot Le tube de Pitot et l antenne de Prandtl sont des systèmes similaires de mesure de vitesse des fluides. Ils sont notamment utilisés pour l anémométrie en aéronautique. Il doit son nom au physicien français Henri Pitot… … Wikipédia en Français
Pitot Tube — Tube de Pitot Tube de Pitot Le tube de Pitot et l antenne de Prandtl sont des systèmes similaires de mesure de vitesse des fluides. Ils sont notamment utilisés pour l anémométrie en aéronautique. Il doit son nom au physicien français Henri Pitot… … Wikipédia en Français
Sonde Pitot — Tube de Pitot Tube de Pitot Le tube de Pitot et l antenne de Prandtl sont des systèmes similaires de mesure de vitesse des fluides. Ils sont notamment utilisés pour l anémométrie en aéronautique. Il doit son nom au physicien français Henri Pitot… … Wikipédia en Français
Tube Pitot — Tube de Pitot Tube de Pitot Le tube de Pitot et l antenne de Prandtl sont des systèmes similaires de mesure de vitesse des fluides. Ils sont notamment utilisés pour l anémométrie en aéronautique. Il doit son nom au physicien français Henri Pitot… … Wikipédia en Français
Tube de Pitot — Le tube de Pitot et l antenne de Prandtl sont des systèmes similaires de mesure de vitesse des fluides. Ils sont notamment utilisés pour l anémométrie en aéronautique. Il doit son nom au physicien français Henri Pitot qui propose en 1732, un… … Wikipédia en Français
Tube de pitot — Le tube de Pitot et l antenne de Prandtl sont des systèmes similaires de mesure de vitesse des fluides. Ils sont notamment utilisés pour l anémométrie en aéronautique. Il doit son nom au physicien français Henri Pitot qui propose en 1732, un… … Wikipédia en Français
Dassault Mirage IV — … Wikipédia en Français
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Anémométrie des hélicoptères

Anémométrie en aéronautique

Sommaire

Historique

Aérodynamique

Vitesses

Vitesse-air

Vitesse-sol

Trièdres de référence

Trièdre fuselage

Trièdre air

Incidence et dérapage

Instruments de bord

Rôle de l'anémométrie dans un aéronef

Pilotage

Navigation

Nécessité d'un machmètre

Anémomètre

Système universel Pitot-Statique

Principe du tube de Pitot

Pression différentielle

Vitesse conventionnelle

Machmètre

Nombre de Mach

Intérêt de la mesure

Haut subsonique et supersonique

Machmètre

Anémométrie à bord des avions

Anémométrie à bord des hélicoptères

Domaine de vol

Basses vitesses

Hautes vitesses

Pitot inexploitable aux basses vitesses

Théorie de Froude

Champ aérodynamique de l'hélicoptère

Champ aérodynamique du rotor

Vortex

Théorie du vortex et vitesse induite

Théorie de l'élément de pale

Théorie de Froude généralisée

Autres systèmes opérationnels

LORAS

LASSIE

AVC ou VIMI

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LAASH

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