Dissertations / Theses on the topic 'Pales d'hélicoptères'

Cette étude est une contribution à la modélisation de l'impact sur structures composites complexes appliquée aux pales d'hélicoptère. Une étude expérimentale du comportement des matériaux constituant une pale est réalisée. Des tests de compression aux barres de Hopkinson permettent de déterminer le comportement dynamique des matériaux composites : fortes vitesses de déformation, étude de la micro-fissuration initiale du matériau et du comportement des plis à +/-45° au sein des stratifiés. Parallèlement, la mousse constituant l'âme des pales est caractérisée en statique et en dynamique. Le décollement de peaux sur mousse est également étudié. Un modèle numérique 2D est proposé. L'initiation du décollement est pilotée par un critère double : limite à rupture de la mousse et critère de flambage local de la peau. Pour cela, un modèle de flambage local statique est développé, ainsi qu'un second modèle qui permet de tenir compte des phénomènes de flambage dynamique par analogie avec la réponse de modèles mécaniques de type masses-ressorts-amortisseurs. La propagation du décollement s'effectue par endommagement d'une couche d'éléments sous la peau. Elle s'appuie sur la mécanique de l'endommagement (Ladevèze) avec une approche globale. Le modèle est validé par des essais d'impact sur éprouvettes.

Les pales d'hélicoptère sont des pièces composites complexes qui assurent la sustentation de l'appareil. En phase de vol, un impact sur ce type de structure peurt engendrer des dommages importants dont les conséquences peuvent être critiques pour l'appareil. Du fait de l'angle d'incidence des pales, la zone intrados est particulièrement exposée à ce type de sollicitation. Cette thèse a pour objectif de développer un modèle d'impact fiable et prédictif qui vise à mieux comprendre les mécanismes d'endommagement mis en jeu pour, à termes, proposer de nouvelles architectures de pales<br>Helicopter blades are complex composite stuctures that provide the lift necessary to sustain flight. Impacts on the blade in flight can lead to significant damage that can be critical for the aircraft. Due to the angle of incidence of the blades, the lower surface area is particulary vulnerable to impact loadings. This study aims to develop a reliable and predictive impact modelling dedicated to a better understanding of the damage mechanisms involved and eventually able to provide guidance for new blade concepts

L’étude réalisée est relative aux poutres composites composées de matériaux orthotropes dont un axe d'orthotropie est perpendiculaire à la section droite. Dans une première partie une méthode analytique est proposée pour l'étude des sections droites simples ou minces. Dans une deuxième partie une méthode d'analyse pour des sections complexes est développée. À partir de cette méthode, un logiciel de CPAO (Conception de Poutres Composites Assistée par Ordinateur) est proposé. Ce logiciel comporte un mailleur automatique, un programme de résolution utilisant la méthode des éléments finis et un post-processeur. Dans une troisième partie une étude d'optimisation de la forme de sections droite est réalisée. Une méthode de calcul des dérivées sans changement de la forme du maillage permet une convergence rapide.

Ce travail porte sur l'analyse de poutres composites à section complexe. Dans une première partie, l'étude est limitée aux matériaux anisotropes dont un axe d'orthotropie est parallèle à l'axe longitudinal de la poutre. La méthode utilisée est basée sur le principe des travaux virtuels. Le code réalisé à partir de cette théorie permet de calculer toutes les grandeurs caractéristiques d'une section droite. L'étude est complétée par une analyse des problèmes relatifs à la torsion à gauchissement gêné et au couplage torsion-effort normal. La méthode est étendue aux poutres dont l'orientation des axes d'orthotropie des matériaux est quelconque. Ceci est réalisé en utilisant une formumation unifiée du vecteur déplacement et en appliquant le principe des travaux virtuels. Le code de calcul basé sur cette théorie a été développé et il permet de déterminer tous les termes de couplage. Dans la dernière partie, une méthode et un programme sont réalisés pour optimiser la forme d'une section droite pour une masse minimale et avec des contraintes imposées. Ceci est rendu possible grâce au mailleur paramétré développé.

En aéronautique, la sécurité des passagers et la fiabilité des structures sont des aspects essentiels. Dans le cas particulier des hélicoptères, les pales peuvent être sujettes à des sollicitations d'impact. La modélisation de ces phénomènes reste difficile et les essais remplacent souvent la prédiction. Ce travail concerne l'étude expérimentale et numérique d'un impact oblique sur la peau d'une pale. Ceci est équivalent dans une première approche à un impact sur une structure sandwich composée d'une âme en mousse polymère et d'une fine peau en tissu composite. Tout d'abord, les mécanismes d'endommagement de la peau pour ce type de sollicitations ont été identifiés expérimentalement et une étude d'influence des paramètres matériaux sur la réponse à l'impact a été menée. Ensuite un modèle représentatif de la cinétique du dommage adaptée à une modélisation à l'échelle de la structure a été développé. Ainsi un modèle E. F. Explicite a été développé. Il repose sur le développement d'un élément spécifique à l'échelle de la mèche. Enfin, les résultats numériques obtenus ont été comparés aux résultats expérimentaux. Le modèle permet d'identifier les mécanismes du dommage observés expérimentalement<br>In aeronautics, passenger safety and reliability of structures are essential aspects. For the specific case of helicopters, blades are subjected to impact solicitations. Modelling these phenomena is still difficult and experimental tests often replace the prediction. This work will be focused on the experimental and numerical study of an oblique impact on the skin of the blade. It is equivalent in a first approach to an impact on a sandwich panel made up with a foam core and a thin woven composite skin. First the mechanisms of damage in the skin for this kind of solicitation have been identified experimentally and a study of the influence of the materials on the impact response has been performed. Then a representative model of the damage kinetics adapted to the modelling of the complete structure has been developed. Thus, an F. E. Explicit model has been developed. It relies on the development of a specific damageable element at the bundles scale. Finally, the numerical results obtained have been compared to the experimental results. The modelling allows the identification of the damage mechanism of the woven skin

Lorsqu’un hélicoptère opère dans des conditions givrantes extrêmes, l’accumulation de glace sur les pales peut considérablement impacter les performances de l’appareil. De nombreuses recherches portant sur le développement d’un système de dégivrage à faible consommation et moindre coût ont été initiées ces dernières années. Dans cette thèse, une technique ondulatoire de protection contre la formation de glace sur les surfaces des pales d’hélicoptères est étudiée. La stratégie proposée repose sur l’utilisation d’ondes guidées d’ordre élevé spécifiques pour créer des cisaillements dépassant la force d’adhésion surfacique d’un profil de glace. Des essais ont d’abord été menés pour réaliser le modèle E.F. d’un tronçon de pale, puis une stratégie de réduction de modèle est développée pour la Méthode des Éléments Finis Ondulatoires. Cette formulation s’appuie sur la projection des vecteurs d’état sur une base réduite, constituée des formes d’ondes progressives. Elle permet de réaliser des analyses ondulatoires large-bande dans les structures complexes, 1D ou 2D périodiques. Les ondes guidées sont d’abord examinées dans la pale d’hélicoptère, puis les effets de localisation et de conversion des ondes sont interprétés dans divers guides d’ondes 1D et 2D. Les interactions de ces ondes d’ordre élevé avec les profils d’accrétion de glace, ainsi qu’avec plusieurs types de singularités structurelles, sont analysées au moyen d’une Méthode des Matrices de Diffusion. Une formulation ondulatoire temporelle est ensuite proposée pour l’analyse rapide de la propagation d’un train d’ondes dans les guides d’ondes couplés. Enfin, un réseau d’actionneurs est conçu pour la génération de trains d’ondes d’ordre élevé, et des validations temporelles sont réalisées dans une plaque composite ainsi que dans une pale de Super Puma<br>When helicopters fly through extreme conditions, ice can aggregate on their blades and seriously affect the aircraft performances. Recently, an increasing research effort was devoted to the development of affordable low power de-icing solutions. In this thesis, a wave-based approach is adopted to prevent and/or remove ice aggregates from the surfaces of helicopter rotor blades. The de-icing strategy uses specific high-order guided waves to exceed the shear adhesion strength of ice accretion profiles. Experiments are conducted in order to update the FE model of a realistic rotor blade, then a Model Order Reduction strategy is developed for the Wave Finite Element Method. It involves a projection of the state vectors on a reduced basis of propagating waves shapes, and enables broadband wave analysis in structurally advanced 1D and 2D periodic structures. Guided wave propagation is studied within a helicopter rotor blade, and wave localization and conversion effects are discussed in various 1D and 2D composite waveguides. The interactions of high-order waves with ice aggregates and other types of structural singularities are also examined by means of a Diffusion Matrix Method. Then, time-domain propagation in coupled waveguides subjected to a wave pulse is analysed through a computationally efficient wave-based formulation. Finally, a smart actuator network is designed for the generation of high-order wave pulses and validations are conducted in a composite plate and a Super Puma rotor blade using time simulation

Cette étude est une contribution à la modélisation à l'impact de pales d'hélicoptère. Des essais d'impact sur des tronçons de pales ont été réalisés à différents niveaux d'énergies, à l'aide d'un canon à gaz comprimé. Ces essais ont permis de dresser l'état des endommagements en fonction de la vitesse d'impact. Des essais complémentaires ont montré que la structuration de la stratification et le renforcement de la peau modifie le comportement à l'impact de la pale. Une méthode de modélisation est développée sur le code explicite RADIOSS. Il s'agit de gérer la dégradation du bord d'attaque qui apparaît sous la forme d'une rupture de la résine et apparition des paquets de fibres en modélisant la résine par des éléments 3D endommageables et les paquets de fibres par des éléments 1D. La modélisation des décollements est réalisée par une couche d'éléments endommageables de faibles dimensions. Pour enrichir la modélisation proposée et afin de prendre en compte tous les types de décollement observés expérimentalement, une approche locale globale pour la modélisation du délaminage est développée. Cette approche construite sur un élément de volume spécifique PEC est basée sur la méthode de VCCT. Elle est validée à travers la simulation des différents essais de poutre DCB, ELS, ENF et ADCB<br>This study is a contribution to the modelling of impact on helicopter blades. Experimental tests of impact were made with a compressed gas gun on sections of blades at different levels of energy. These tests were used to establish the damage in terms of impact velocity. Additional tests showed that the stratification and the reinforcement of the skin change the behaviour of the blade during the impact. A modelling approach is developed with the finite element code RADIOSS. It consists in controlling the degradation of the front edge that appears by a break of the resin and by the appearance of bundles of fibers. This approach is realised by modelling the resin with 3D damaged elements and the bundles of fibers by 1D elements. Delamination was modelled with a thin layer of damaged elements. To enrich the proposed modelling and to take into account all types of delamination observed experimentally, a local global approach for modelling the delamination is developed. This approach, built with the use of a specific 3D element PEC, is based on the VCCT method. It is validated through the simulation of different beam tests DCB, ELS, ENF and ADCB

L’aérodynamique de l’hélicoptère est fortement impactée par les tourbillons générés aux extrémités de pales. La complexité des phénomènes en jeux et l’insuffisance de données expérimentales locales font du design d’extrémité un véritable défi. Cette étude propose une nouvelle approche dédiée à l’étude des extrémités en vol stationnaire. Une méthode numérique rapide et précise est mise au point afin d’étudier une extrémité de pale en rotation comme une extrémité d’aile fixe. Chaque étape de la construction de la méthode est validée par des comparaisons détaillées avec des données expérimentales publiées. Le code CFD elsA est dans un premier temps utilisé pour mettre en place une méthode de calcul basée sur la résolution des équations Reynolds-Averaged Navier-Stokes en stationnaire. La convergence de la solution et l’indépendance au maillage et aux paramètres numériques sont étudiées en détail en deux, puis en trois dimensions. La précision importante de la solution numérique permet d’analyser finement la physique de l’enroulement tourbillonnaire en extrémité. Des géométries tronquée et arrondie sont étudiées en détail, et révèlent la présence de systèmes tourbillonnaires complexes. Puis la nouvelle méthode d’adaptation pale en rotation / aile fixe est présentée. Une méthode de calcul hybride est mise au point entre le code de mécanique du vol HOST et le code elsA. En repère fixe, l’aérodynamique globale sur la pale et locale en extrémité est calculée fidèlement pour toutes les configurations étudiées. Comparée aux méthodes d’adaptation précédemment publiées, cette nouvelle stratégie offre une amélioration considérable concernant la simulation de l’aérodynamique de pale<br>Helicopter aerodynamics is strongly influenced by the vortices generated from the rotor-blade tips. The design of efficient tip shapes is a challenging task because of the complexity of the aerodynamic phenomena involved and the lack of local blade-tip flow measurements. This work provides a contribution to the design of helicopter tips in hover. An efficient, relatively simple and quick numerical method is set up to study rotating blade tips in fixed-wing configurations. The accuracy of the method is shown at each step of the construction by comprehensive comparisons with reliable experimental data from the literature. First, an efficient steady Reynolds-Averaged Navier-Stokes method is constructed using ONERA's elsA code. Comprehensive studies of convergence, grid dependence and sensitivity to the numerical method are performed in two and three dimensions. The very good agreement of the solution with measurements and the accuracy of the numerical method allow a physical analysis with unprecedented detail of the vortex generation and roll-up near square and rounded wing tips. The new methodology of framework adaptation is then presented. An uncoupled hybrid strategy is set up using AIRBUS HELICOPTERS' Comprehensive Analysis code HOST and the Computational Fluid Dynamics solver elsA. Global and local performance calculations are validated for all investigated test cases. Comparison with previously published adaptation methods indicates considerable improvement in the prediction of the blade aerodynamics

Les récentes recherches sur les rotors d'hélicoptère conduisent au développement de pales de nouvelle génération présentant des géométries courbes. La double flèche de la pale BlueEdgeTM proposée par Eurocopter impose de reconsidérer les outils de calcul des charges rotors pour déterminer le torseur des efforts appliqués aux pales et aux éléments constitutifs du moyeu rotor afin de satisfaire aux exigences de conception et de certification. Les charges rotors se décomposent en contributions aéro- et élasto-dynamiques prises en compte par des modélisations distinctes. La thèse vise à définir une méthodologie de calcul de charges applicable aux pales à double flèche. Ainsi sont présentés les modèles aérodynamiques bi-dimensionnels pour calculer les vitesses induites du rotor et déterminer la répartition des efforts aérodynamiques sur le rotor. Le calcul des charges rotor nécessite de recourir à des modèles élasto-dynamiques. En résolvant les équations de la dynamique des solides pour un système mécanique, le code de mécanique du vol HOST considère une modélisation élastique de pale pour déterminer le torseur des efforts, les efforts de commande étant fournis par l'ensemble bielle de pas et plateaux cycliques. Le comportement non linéaire des adaptateurs de traînée interpales est décrit par des modèles de force de restitution. Ces travaux ont utilisé des caractérisations expérimentales sur des machines de traction de laboratoire ainsi que des essais en vol afin d'évaluer le niveau de représentativité des outils et méthodes proposés. La mise en oeuvre de l'ensemble de ces modèles détermine avec satisfaction les charges dynamiques du rotor pour des vols stabilisés<br>New generation blades have led to new load computation problems due to the evolution of the general shape, with forward and backward sweep. The BlueEdgeTM blade pattented by Eurocopter imposes to reconsider the development methodology and thus it is no longer possible to speak of straight blades and the models used for load computation have to be evaluated. The objective of this thesis is to determine what has to be modified and improved in current load computation methodology in order to reach an acceptable predictive level. This work considers both aerodynamic and dynamic models implemented in the HOST multi-body computer code. The aerodynamics models are based on the hypothesis of a two dimensional flow. The use of the CFD software \emph{elsA} is evaluated. Attention is given to rotor dynamics models that have an impact on loads, such as lead-lag damper models, blade element models and hub models. This thesis presents the different models and gives orientations relating to efficient load computation methodology. The aerodynamics models are compared to windtunnels experiments from the literature. This study leads also to perform flight tests and to investigate the dampers behavior on test benches in order to confront the computed loads to the reality of the helicopter operation. The proposed methodology is able to compute with a good accuracy rotor loads for stabilized flight cases

Mécanismes de production d'une composante de bruit du rotor principal d'un hélicoptère appelé BWI qui apparaît lors d'une interaction pale-tourbillon perpendiculaire. Analyse des pressions sur pale obtenues en soufflerie pour une configuration de BWI intense et développement d'un modèle théorique de stabilité de deux filaments rectilignes parallèles porteurs de la même circulation. Avec simulation numérique de l'instabilité de courte longueur d'onde des filaments<br>Understanding the mecanisms responsible for the BWI noise of helicopter main rotor which occures during perpendicular blade-vortex interaction. An extensive analysis of the blade pressure is performed to get a deeper insight of the BWI mecanism. A stability analysis of modelization of the incident flow (two rectilinear and parallel filaments) is undertaken. The numerical and theoritical results are found to be in good agreement and consistent with the proposed instability hypothesis

Visualisation de l'ecoulement montrant l'existence de deux tourbillons d'extremite. Determination des distributions de circulation autour de certaines demi-ailes a partir de mesures soit de vitesse de l'ecoulement en aval de la maquette, soit de pression a la paroi le long de l'envergure de la demi-aile et sur ses deux faces. Etude en soufflerie de l'interaction tourbillon-pale d'helicoptere

Les composites à fibres piézoélectriques sont utilisés dans l'aéronautique pour leur légèreté et leur capacité d'activation. Mais leur coût de fabrication demeure élevé et la modélisation est une solution rentable pour les optimiser. Cependant, compte tenu de la taille très petite des composites en comparaison à la structure sur laquelle ils agissent telle que les pales d'hélicoptère, les techniques d'homogénéisation sont couramment utilisées pour modéliser ces composites. Une nouvelle technique purement numérique, à l'aide du code éléments finis ATILA, est développée afin de palier aux inconvénients des méthodes analytiques précédentes : la géométrie peut être complexe et plusieurs phases peuvent être présentes dans le composite La technique d'homogénéisation est basée sur la combinaison de deux méthodes (Volume Élémentaire Représentatif et Propagation des Ondes). Le tenseur entier est obtenu. La méthode est validée par la comparaison des résultats obtenus aux résultats issus d'autres méthodes d'homogénéisation. Des expériences sont ensuite menées sur un actionneur réel : les constantes homogénéisées sont comparées aux constantes fournies par le fabricant et celles déduites des expériences. Un bon accord est trouvé. C'est pourquoi, l'actionneur est enfin placé sur une plaque élastique et ses performances pour le contrôle de forme sont discutées.

Le développement du trafic aérien autour des agglomérations est limité notamment par les nuisances sonores qu'il engendre. Il est donc indispensable de parvenir à comprendre l'origine de ces phénomènes afin d'en réduire les effets. Les hélicoptères, qui sont amenés à survoler les agglomérations à basse altitude, font ainsi l'objet de nombreuses études. Le but principal de notre étude est de développer des méthodes numériques permettant d'évaluer le rôle des instabilités elliptiques de tourbillons dans la production du BWI. La première partie de cette thèse s'intéresse aux caractéristiques du bruit produit par l'interaction d'une pale avec un tourbillon instable. Pour ce faire, une simulation des instabilités elliptiques se développant dans une paire de tourbillons analytiques corotatifs parallèles rectilignes uniformes est d'abord réalisée. Ensuite, un outil numérique, basé sur la théorie d'Amiet, est développé pour obtenir les perturbations de pression sur pales issus d'une interaction entre une pale et le tourbillon instable. Un bon accord est trouvé entre ces résultats et les données expérimentales. Dans une deuxième partie nous nous intéressons à l'influence des caractéristiques géométriques du tourbillon d'extrémité de pale jeune isolé (coeur du tourbillon elliptique, trajectoire courbe) sur le développement des instabilités elliptiques. Pour cela le profil d'un tourbillon d'extrémité de pale a été calculé au moyen du code volumes finis. Une étude linéaire a ensuite été menée en considérant cette solution comme champ porteur, au moyen d'une méthode Euler linéarisée harmonique développée et validée au cours de cette thèse.

L'etude menee suivant l'aspect experimental, vise a degager l'influence de differents parametres lies aux pales de rotor d'helicoptere sur la structure tourbillonnaire emise en extremite de pale. Cette analyse experimentale conduit a etablir des lois semi-empiriques d'evolution de l'intensite tourbillonnaire qui sont correlees aux donnees sur la pale. Les mesures ont ete realisees a l'aide de differentes techniques: visualisation par la technique du traitement d'images, anemometrie a fil chaud, velocimetrie doppler laser, balance rotative six composantes. Les quantites globales et locales ont ete mesurees pour differentes configurations de rotor. A partir de la banque de donnees acquises, une formulation empirique de la distribution d'intensite a ete realisee, permettant ainsi d'etablir un modele de correlation pale-sillage reliant les distributions de circulation sur la pale et les distributions d'intensite tourbillonnaire dans le sillage

L'optimisation des rotors d'hélicoptère, tant en termes de forme, de structure interne, ou de performance aérodynamique conduit à explorer de nouveaux types de design pour les pales. L'emploi massif de matériaux composites, le recours à des formes courbes et non plus simplement droites ou encore l'ajustement du vrillage aérodynamique font partie des pistes explorées. Ces nouveaux concepts de pales font apparaitre des comportements élastiques complexes où la torsion, la flexion et l'allongement axial viennent se coupler entre eux. L'étude de ces couplages est réalisée dans le repère tournant afin de pouvoir y intégrer tous les effets inhérents à la rotation des pales. Un élément fini de poutre droite non-linéaire et haute précision est formulé dans ce mémoire afin de répondre aux besoins de modélisation tant pour la prédiction des déformations quasi-statiques sous charge aérodynamique et centrifuge que pour la réalisation d'études dynamiques et de stabilité sur les pales. Le modèle a pour but d'être implémenté dans un code de calcul global de simulation d'hélicoptère et se doit donc de proposer un compromis acceptable entre la précision, la robustesse et le temps de calcul. La validation du modèle proposé s'appuie sur des études analytiques, numériques et expérimentales. La grande précision de l'élément fini proposé est démontrée sur des pales de dernière génération. Il est maintenant attendu que le couplage de ce modèle élastique avec les modèles aérodynamiques les plus avancés permette d'améliorer sensiblement la précision des outils de simulation, en particulier lors de l'étude de phénomènes instables dont la maitrise est indispensable au vol de l'hélicoptère<br>Structural, shape and performances optimization in helicopter rotor leads to design composite blades initially curved and twisted. This design yields a highly coupled behavior between torsion, longitudinal and bending motions of blades. Besides, dynamic studies of blades have to be performed in the rotational frame, so that all rotatory effects could be siezed by the modeling. A highly accurate non-linear straight beam finite element is proposed to predict the static deformation under aerodynamic and centrifugal loads and achieve dynamic and stability analysis. This elastic model is to be implemented in a comprehensive rotorcraft analysis code, which means accuracy, reliability and calculation time compromise. Model validation is based on analytical, numerical and experimental investigations. The developed model reveals to be very accurate for new blade design including important twist angle and initially curved shape. It is expected to improve prediction quality for full helicopter simulation tools, undergoing strong coupling with advanced aerodynamic model

Ce mémoire de thèse se fixe comme objectif d'analyser l'aérodynamique d'un rotor d'hélicoptère en configuration de vol d'avancement, et plus particulièrement de réaliser une nouvelle approche de la mesure des efforts aérodynamiques (trainée, portance) s'exerçant sur la pale du rotor d'hélicoptère. L'écoulement autour des pales en rotation et dans le sillage proche a pu expérimentalement être analyse très finement à partir de différentes techniques de mesure (balance rotative, anémométrie a fil chaud) et en particulier par la mesure du champ de vitesse obtenues par une méthode avancée de vélocimétrie laser à fibre optique et à grande distance focale. Une nouvelle méthode, basée sur l'utilisation de l'équation de quantité de mouvement, a été développée. Elle permet, par l'écriture de tous les termes en fonction du champ de vitesse, d'étudier leur différent ordre de grandeur et de quantifier en particulier le potentiel des vitesses/t qui apparait dans l'équation de Bernoulli. Les résultats tendent à prouver que les effets 3d sont faibles, c'est à dire que les termes volumiques peuvent être négligés. Considérant l'écoulement comme bidimensionnel, la loi de Kutta-Joukowsky a pu être appliquée avec succès pour calculer la portance du profil en rotation.

Afin d'améliorer les connaissances relatives aux propriétés adhésives de la glace sur une pale d'hélicoptère en rotation, le Laboratoire International des Matériau Antigivres (LIMA) en collaboration avec le Consortium de Recherche et d'Innovation en Aérospatiale du Québec (CRIAQ) et le Conseil National de Recherche du Canada (CNRC) a développé un modèle réduit d'un rotor d'hélicoptère qui à été installé dans une soufflerie réfrigérée générant des précipitations givrantes afin de simuler les conditions verglaçantes affectant les hélicoptères en vol. L'objectif de ce mémoire est de présenter les résultats relatifs à la validation du modèle réduit du phénomène d'accrétion de glace sur une pale d'hélicoptère en rotation et dans les résultats d'adhérence de la glace calculés analytiquement à partir des simulations expérimentales. Ce travail de recherche s'appuie principalement sur l'acquisition de données expérimentales obtenues à l'aide d'un modèle réduit. Ce modèle réduit à l'échelle l/18eme comprend : un rotor d'un diamètre de 0,78 m et deux pales d'aluminium de profil NACA- 0012 de longueur 0,315 m avec une corde de 69,64 mm. Un moteur électrique entraine le rotor et les pales. La section d'essai de la soufflerie réfrigérée du LIMA mesure 1,7 m de long par 0,914 m de large par 0,762 m de hauteur. La précipitation verglaçante est simulée à l'aide d'une rampe oscillante de neuf gicleurs pulvérisant des gouttelettes en amont de la section d'essai. La vitesse de l'écoulement d'air est de 15 m/s. Les essais de simulations ont été réalisés à des températures contrôlées variant entre -5 et -20 °C. En réalisant le bilan mécanique des forces agissant sur la pale, la valeur de l'adhérence de la glace est calculée. Le bilan mécanique contient trois principales composantes: la force centrifuge, la cohésion de la glace et l'adhérence de la glace sur la pale. Un essai consiste à givrer les pales jusqu'à ce que le poids du dépôt de glace soit suffisamment élevé pour qu'il se détache de la pale sous l'action de la force centrifuge. L'adhérence peut ainsi être calculée à partir de deux méthodes dépendamment de l'issue de l'essai. Si une pale est déglacée, l'adhérence est calculée en utilisant la masse du dépôt qui ne s'est pas détachée; c'est la méthode de la masse. Si les deux pales ce sont déglacées, l'épaisseur de glace sur les pales est extrapolée pour ensuite déduire la masse de glace décrochée; c'est la méthode de l'épaisseur. Les 150 essais réalisés ont montré que les formes de glace accrétées concordent avec celles décrites par la littérature et varient selon la température de l'air pendant l'essai. Effectivement, il apparaît que l'épaisseur de glace accrétée diminue lorsque la température augmente dû à l'écoulement d'une partie de l'eau captée par la pale. À -15 °C, la valeur de l'adhérence de la glace sur la pale d'aluminium, obtenues selon les deux méthodes varie entre 0,19 MPa pour la méthode de la masse et 0,20 MPa par la méthode de l'épaisseur avec un écart type moyen de 25 %. Les résultats d'adhérence de la glace calculés à partir du modèle réduit concordent très bien avec ceux de la littérature lorsque 1'accretion de glace est réalisée dans des conditions similaires. Les résultats obtenus par la méthode de la masse et par la méthode de l'épaisseur sont très proche, et en deçà des disparités qui existent entre les résultats d'une même méthode. La formule semi-empirique pour déterminer l'adhérence à partir du modèle réduit de pale en rotation est donc valide. Il sera donc possible d'utiliser ce nouvel outil afin de par exemple, évaluer l'efficacité de revêtements glaciophobes à différentes températures sur des pales d'hélicoptères.