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UNIVERSITÉ D"AIX MARSEILLE

THESE DE DOCTORAT

Ecole doctorale Mathématique et Informatique (ED 184)

Spécialité:Automatique

présentée par

Arnault Tremolet

en vue d"obtenir le grade de docteur de l"Université d"Aix Marseille Modèles et méthodes numériques pour les études conceptuelles d"aéronefs à voilure tournante soutenance effectuée le 22 octobre 2013 devant le jury composé de

Pr Philippe BIDAUD Président du jury

Pr Stéphane DONCIEUX Rapporteur

Pr Jean-Antoine DÉSIDÉRI Rapporteur

Dr Fran¸cois MALBURET Examinateur

Pr Mustapha OULADSINE Directeur de thèse

Dr Pierre-Marie BASSET Encadrant de thèse

Liste des symbolesParamètres et variables de design d"un appareil bmroubNombre de pales du rotor principalSU c mroucCorde moyenne des pales du rotor principalm L fus,Hfus,WfusDimensions du fuselage, respectivement longueur, hauteur, largeur m Nr mrouNrrégime de rotation du rotor principaltr/min mrrégime de rotation du rotor principalrad/s R mrouRRayon du rotor principal (mrpour " main rotor ») m mrPlénitude du rotor principalσmr=b·c/(π·R)SU U mrouUVitesse de l"air vue par le bout de la pale en vol stationnaire m/s k btpCoefficient de pertes dans la boite de transmission principale SU k instalCoefficient pertes d"installation du moteurSU k plvCoefficient prélèvement de puissance pour les équipements embarqués SU k rpfCoefficient d"itération rotor / fuselageSU k trCoefficient de puissance associé au rotor arrièreSU L mr/trDistance entre les deux rotors d"un hélicoptère (trpour " tail rotor ») m

Masses d"un appareil

WfuelMasse de carburantkg

W mtoMasse maximale au décollage autoriséekg W payMasse de charge utilekg W usefulMasse totale à embarquée (Wuseful=Wmto-Wempty) kg W missMasse au départ de la missionkg W rcMasse d"un appareil en cours de missionkg

Paramètres et variables aérodynamiques

CxpCoefficient de traînée moyen des palesSU

1

2LISTE DES SYMBOLES

(Cx·S)fusCoefficient de traînée du fuselage à incidence et dérapage nul SU C zmCoefficient moyen de portanceSU mrCoefficient correcteur de la vitesse induiteSU

μparamètre d"avancement (μ=Vh/U)SU

C x,Cy,CzCoefficient aérodynamique de traînée, portance selon l"axe x, y ou z SU FMFigure de mérite FM = Puissance induite théorique / réelle SU L/DEfficacité propulsive (rapport de la portance sur la traînée : " Lift / Drag » SU

Paramètres et variables de mission

ρairDensité de l"air, sauf précision contraire, à ISA 0 :ρair= 1,225 kg/m3kg/m3 T airTempérature de l"air, sauf précision contraire, à ISA 0 :Tair= 15°C °C V beVitesse " best endurance » de meilleure endurance m/s V brVitesse " best range » de meilleure rayon d"action théorique m/s V ecoVitesse économique de croisièrem/s V hVitesse horizontale de l"appareil dans le repère terrestre m/s V maxVitesse maximalem/s V zVitesse verticale de l"appareil dans le repère terrestre m/s z pAltitude de vol de l"appareil par rapport au niveau de la mer m C sonVitesse du son, sauf précision contraire, à ISA 0 :Cson= 340,3 m/s m/s

ISA0 Condition d"atmosphère standard°C

MNombre de MachM=Vh/CsonSU

RARayon d"action ou distance franchissable maximale km T ISAÉcart de température par rapport aux conditions standard de l"atmosphère °C HES / DES Prise en compte de l"effet de sol : Hors Effet de Sol, Dans Effet de Sol SU

Principales Performances

PbladePuissance de profil de pales dépensée par le rotor principal kW P fusPuissance de traînée dépensée par le fuselagekW P indPuissance induite dépensée par le rotor principal kW P lossPuissance perdue à compenser par le moteurkW P reqPuissance requise total pour le volkW P reqMRPuissance requise total pour le vol par le rotor principal kW 3 P reqTRPuissance requise total pour le vol par le rotor arrière kW

ChConsommation horaire de carburantkg/hr

DLCharge au disque (" Disk Loading »DL=Wmto/(π·R2)) kg/m2 P dispPuissance disponible au moteur en fonction du point de vol kW P toou PTO ou TOP Puissance disponible au décollage (TO : " Take-off ») kW T mrouTTraction générée par le rotor principalN T trTraction générée par le rotor arrièreN V imouViVitesse induite moyenne générée par le rotor principal m/s

PMC Puissance maximale continuekW

POEI " Power One Engine inoperative », i.e. puissance disponible continuellement avec un moteur en pannekW

Table des matières

Remerciements5

Introduction9

1 Mise en place de la problématique13

1.1 Contexte et problématique. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 13

1.1.1 Les ADAV : Aéronefs à Décollage et Atterrissage Vertical. . . . . . . . . . . . 13

1.1.2 Les missions des ADAV. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 14

1.1.3 L"hélicoptère. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16

1.1.3.1 La sustentation, la propulsion et le couple. . . . . . . . . . . . . . . . 17

1.1.3.2 La chaîne de commandes et le pilotage. . . . . . . . . . . . . . . . . 19

1.1.3.3 L"importance des éléments fixes. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 21

1.1.3.4 La génération et transmission de la puissance. . . . . . . . . . . . . . 22

1.1.3.5 La limitation de vitesse. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 22

1.1.3.6 La contrainte de masse. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 24

1.1.3.7 Un appareil plus respectueux de son environnement. . . . . . . . . . 25

1.1.4 La diversité des appareils à voilure tournante. . . . . . . . . . . . . . . . . . . 26

1.1.4.1 Les autogires. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27

1.1.4.2 Les girodynes. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 27

1.1.4.3 La formulation tandem. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28

1.1.4.4 La formulation à rotors coaxiaux contrarotatifs. . . . . . . . . . . . . 28

1.1.4.5 Les convertibles. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 29

1.1.4.6 Les appareils à rotor engrenant. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 30

1.1.4.7 Les combinés. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 31

1.1.4.8 Les autres concepts. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 33

1.1.5 Concepts versus missions. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 33

1.2 État de l"art de méthodes d"évaluation et de conception des giravions. . . . . . . . . . 34

1.2.1 Le NDARC. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 35

1.2.2 Les travaux du Georgia Institute of Technologie (GIT). . . . . . . . . . . . . . 37

1.2.3 La méthode de prédimensionnement de Prouty. . . . . . . . . . . . . . . . . . 39

1.2.4 RAPID/RaTE. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 40

1.2.5 RIDE. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 41

1.2.6 À l"ONERA. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 43

4

TABLE DES MATIÈRES5

1.2.6.1 Les compétences multidisciplinaires. . . . . . . . . . . . . . . . . . . 43

1.2.6.2 Le projet DOOM et l"optimisation multidisciplinaire. . . . . . . . . . 44

1.2.6.3 Ce qu"il faut retenir. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 47

1.3 Les objectifs de C.R.E.A.T.I.O.N. et l"organisation du projet. . . . . . . . . . . . . . 47

1.3.1 Le PRF C.R.E.A.T.I.O.N.. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 47

1.3.2 Objectifs et intérêts de la plateforme C.R.E.A.T.I.O.N.. . . . . . . . . . . . . 48

1.3.3 La chaîne de calcul. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 50

1.3.3.1 L"aspect multi-niveaux. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 50

1.3.3.2 L"aspect multidisciplinaire. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 52

1.3.4 Les jalons. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 54

2 Développement de modèles de calcul des performances de vol pour l"évaluation

d"hélicoptères 59

2.1 Modélisation de niveau 0. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 60

2.1.1 Description générale du niveau 0. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 60

2.1.2 La construction de bases de données. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 62

2.1.3 La construction de lois statistiques. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 63

2.1.3.1 Problématique et cadre théorique. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 63

2.1.3.2 Modélisation de la masse maximale au décollage à partir des spécifi-

cations . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 66

2.1.3.3 Modélisation des paramètres du rotor. . . . . . . . . . . . . . . . . . 69

2.1.3.4 Calcul des dimensions du fuselage :LfusetHfus. . . . . . . . . . . . 74

2.1.4 Calcul des performances du moteur. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 75

2.1.5 Applications. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 76

2.1.6 Conclusions et transition vers le niveau 1. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 79

2.2 Modélisation de niveau 1. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 81

2.2.1 Module de performances de vol : les équations du bilan de puissance. . . . . . 81

2.2.1.1 Calcul de la puissance induite : la théorie du disque sustentateur. . . 83

2.2.1.2 Calcul de la puissance de traînée de profil des pales. . . . . . . . . . 89

2.2.1.3 Calcul de la puissance de traînée de l"appareil. . . . . . . . . . . . . 91

2.2.1.4 Calcul de la puissance du rotor anti-couple. . . . . . . . . . . . . . . 92

2.2.1.5 Calcul des pertes. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 93

2.2.1.6 Bilan de puissance et performances principales hors moteur. . . . . . 94

2.2.1.7 Implémentation et codage du bilan de puissance. . . . . . . . . . . . 96

2.2.2 Modèle aérodynamique. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 98

2.2.2.1 Le coefficient de traînée de profil de pale. . . . . . . . . . . . . . . . 99

2.2.2.2 Le coefficient d"efficacité induite. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 100

2.2.2.3 Le coefficient de traînée du fuselage. . . . . . . . . . . . . . . . . . . 100

2.2.3 Modèle de génération de puissance. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 101

2.2.4 Modèle acoustique. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 102

2.2.5 Modèle architecture et géométrie. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 103

2.2.6 Modèle de masse et structure. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 104

2.2.7 Modèle de missions et spécifications. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 105

6TABLE DES MATIÈRES

2.2.8 Intégration des modules. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 106

2.3 Validation des modèles de niveau 1. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 107

2.3.1 Le dauphin SA 365N. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 107

2.3.2 Le code HOST et l"étude RESPECT. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 108

2.3.3 Comparaisons du niveau 1 par rapport aux essais en vol. . . . . . . . . . . . . 111

2.3.3.1 Vol en palier. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 111

2.3.3.2 Vol en montée/descente. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 113

2.3.4 Comparaisons du niveau 1 par rapport au niveau 3 pour les performances de vol114

2.3.5 Comparaison des performances par rapport aux données techniques. . . . . . 119

2.4 Application sur différents appareils. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 120

2.5 Conclusions sur la modélisation de niveau 1. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 121

2.6 Conclusions et perspectives sur la mise en place de modèles d"évaluation des perfor-

mances de vol . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 122

3 Optimisation et conception préliminaire des hélicoptères125

3.1 Un hélicoptère de transport lourd de passagers civils. . . . . . . . . . . . . . . . . . . 126

3.1.1 Missions et spécifications. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 126

3.1.2 Le concept H90 de la NASA avec NDARC. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 127

3.2 Prédimensionnement au niveau 0. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 132

3.2.1 Calcul de la masse maximale au décollage. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 132

3.2.2 Calcul des dimensions du rotor. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 134

3.2.3 Calcul des dimensions du fuselage. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 135

3.2.4 Puissance requise au stationnaire. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 136

3.2.5 Conclusions. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 137

3.3 Prédimensionnement et optimisation au niveau 1. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 137

3.3.1 Le problème d"optimisation. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 138

3.3.1.1 Le choix des objectifs. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 138

3.3.1.2 Le choix des variables d"optimisation. . . . . . . . . . . . . . . . . . 139

3.3.1.3 Les contraintes. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 139

3.3.1.4 Récapitulatif du problème d"optimisation. . . . . . . . . . . . . . . . 140

3.3.2 L"optimisation multi-objectifs. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 140

3.3.2.1 La notion d"optimalité au sens de Pareto. . . . . . . . . . . . . . . . 140

3.3.2.2 L"équilibre de Nash. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 142

3.3.2.3 La classification des méthodes d"optimisation multi-objectifs. . . . . 143

3.3.2.4 Le champ d"étude de cette thèse. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 144

3.3.3 Les méthodes a priori. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 144

3.3.3.1 Les méthodes agrégatives. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 144

3.3.3.2 Les méthodes de transformation des objectifs en contraintes. . . . . 146

3.3.3.3 Les autres méthodes. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 148

3.3.3.4 Conclusions sur les méthodes a priori. . . . . . . . . . . . . . . . . . 148

3.3.4 Les méthodes a posteriori et les algorithmes évolutionnaires. . . . . . . . . . . 149

3.3.4.1 Principe. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 149

3.3.4.2 Principales problématiques. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 151

TABLE DES MATIÈRES7

3.3.4.3 NSGA-II et l"élitisme. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 152

3.3.5 La visualisation du front de Pareto. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 153

3.3.5.1 Les cartes auto-adaptatives. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 154

3.3.5.2 Les diagrammes de niveaux. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 158

3.4 Le processus de conception et son applications au HO-90. . . . . . . . . . . . . . . . . 160

3.4.1 Le processus de dimensionnement. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 161

3.4.2 Le processus d"évaluation. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 163

3.4.3 L"intégration sous ModelCenter. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 165

3.4.4 La construction d"un modèle de substitution. . . . . . . . . . . . . . . . . . . 166

3.4.4.1 La formulation polynomiale. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 168

3.4.4.2 Le Krigeage. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 170

3.4.4.3 Création du plan d"expérience. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 170

3.4.5 La chaîne d"optimisation. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 172

3.4.5.1 Construction. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 173

3.4.5.2 Paramétrage de l"algorithme génétique. . . . . . . . . . . . . . . . . 174

3.5 Analyse des résultats d"optimisation. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 174

3.5.1 Premières tendances. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 174

3.5.2 Visualisation du front de Pareto à l"aide de cartes auto-adaptatrices. . . . . . 180

3.5.3 Choix d"une solution par la méthode des diagrammes de niveaux. . . . . . . . 185

3.5.4 Choix d"une solution à l"aide de méthodes de décision " a priori ». . . . . . . . 187

3.5.4.1 Sélection d"une solution à l"aide du critère global par somme pondérée187

3.5.4.2 Sélection d"une solution à l"aide de l"optimisation hiérarchique. . . . 188

3.5.5 Vers un résultat final. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 189

3.5.6 le raffinement de la solution. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 189

3.5.7 La solution sans approximation. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 191

3.5.8 Comparaison avec les résultats NDARC et du niveau 0. . . . . . . . . . . . . . 193

3.6 Conclusions. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 196

4 Vers la généralisation des méthodes et outils aux autres aéronefs à voilure tour-

nante 199

4.1 Introduction. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 199

4.2 Bilan de puissance généralisé. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 200

4.2.1 Le convertible. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 200

4.2.1.1 Les spécificités du convertible. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 200

4.2.1.2 Le bilan de puissance du convertible. . . . . . . . . . . . . . . . . . . 201

4.2.1.3 Les autres modèles de niveau 1 pour le convertible. . . . . . . . . . . 202

4.2.1.4 Conclusions sur le convertible. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 203

4.3 Code de génération automatique d"architecture. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 203

4.3.1 Le processus et les règles de construction d"un giravion. . . . . . . . . . . . . . 204

4.3.2 Les prochaines étapes. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 207

Conclusion et perspectives209

8TABLE DES MATIÈRES

Bibliographie215

Remerciements

Avant toutes choses, je tiens à remercier l"ONERA et la Région Provence-Alpes-Côte-D"azur pour

leur soutien m"ayant permis d"effectuer cette thèse dans de bonnes conditions.

Durant ces trois années de thèse j"ai bénéficié du soutien et de l"expertise de nombreuses personnes.

J"aimerai les remercier dans ces quelques lignes. Tout d"abord, merci aux membres du Jury d"avoir

accepté de participer à l"évaluation et à la soutenance de cette thèse. Merci à M. Philippe Bideau,

directeur de la branche scientifique " Traitement de l"information et des systèmes » à l"ONERA.

Ces conseils avisés lors de réunions m"ont permis d"orienter favorablement les travaux de la thèse.

Merci aussi à M. Jean-Antoine Désidéri, et M. Stéphane Doncieux rapporteurs et François Malburet

examinateur. Les discussions que nous avons eu durant la soutenance ont été l"occasion de discuter

avec des experts de chaque discipline et cela a été un véritable plaisir pour moi. Je voudrai aussi

remercier M. Mustapha Ouladsine directeur de thèse pour son soutien lors de ces 3 années. Je tiens à remercier Laurent Chaudron pour son accueil à l"ONERA Salon de Provence et son

soutien sans faille. Dominique Tristrant pour son accueil au sein de l"équipe PSEV (" Pilote, simulation

et expérimentations en vol) à Salon et pour ses conseils et remarques toujours avisées. Un grand

merci à Pierre-Marie Basset pour son encadrement durant ces années de thèse. Il me serait difficile

de lister de manière exhaustive l"ensemble des choses pour lesquelles je devrai te remercier, aussi je

voudrai surtout souligner ta patience, ta disponibilité et ton optimisme. Lorsque j"ai commencé, je

ne connaissais rien au domaine des hélicoptères, aujourd"hui je présente une thèse. Tu m"as laissé ma

chance sur cette thèse et grâce à toi, j"ai pu apprendre et progresser pour finalement présenter une thèse

sur les voilures tournantes. Je te souhaite la plus grande réussite possible pour le projet CREATION.

Merci plus largement à tous les membres du projet C.R.E.A.T.I.O.N., sans leurs contributions, un grand nombre des résultats de cette thèse n"auraient pu être obtenus.

Merci également à toute l"équipe PSEV à Salon. Merci Fabrice pour toutes ces discussions sur

l"aéronautique et ta disponibilité tout au long de ces trois ans. Je te souhaite plein de succès et toujours

plus d"imagination pour tes inventions géniales. Mais c"est aussi au-delà de l"aspect professionnel que

je voudrais remercier l"équipe, pour les pauses détentes essentielles pour faire retomber la pression

et le stress en fin de thèse. Merci à Bruno, notre coach de Football. Christian j"espère qu"un jour tu

pourrais mettre les mains sur les voitures de tes rêves, Jean-Christophe merci pour ces discussions

passionnantes sur le cerveau et son fonctionnement. Je sais maintenant qu"il y a d"autres chiffres aussi

9

10REMERCIEMENTS

grands que le nombre d"atomes dans l"univers observable. Merci à tout le monde pour votre bonne humeur. Grâce à vous j"ai passé trois années exceptionnelles.

Merci à mes collègues embarqués sur ce navire de guerre qu"est la thèse. Jean-Charles, Nicolas, je

vous souhaite le plein de réussite pour votre fin de thèse. Tout se passera bien si vous ne suivez pas

mes conseils. Merci à toi Nawfel, codeur fou adepte du polymorphisme des templates. J"hérite de toi,

des capacités en informatique qui me seront essentielles dans ma carrière. Et puis au-delà merci pour

ta jovialité de chaque instant. Sans offenser les personnes que je viens de remercier, un plus grand merci encore pour ma famille

et ma belle famille qui me sont très chères. Si j"écris ces lignes, c"est grâce à leur soutien durant toutes

ces longues années d"études. Ils ont supporté mon caractère lunatique et la difficulté des études. Merci

donc à mes parents, mon frère Raphaël, ma grand-mère, pour leur patience, leur compréhension, leur

soutien! Je ne vous ai pas toujours apporté le sourire que je vous dois, mais sachez que vous contribuez

chaque jour à mon bonheur.

En un mot comme en mille, merci Emilie.

11 Je souhaite dédier cette thèse à mes grands-pères Jacques et Maurice et à mon petit frère Florent.

Introduction

Les giravions sont des appareils volants dont la sustentation est assurée par la rotation d"une

voilure tournante ou rotor. Ces appareils sont capables d"effectuer des vols, atterrissages et décollages

verticaux ainsi que des vols stationnaires. Ils ont donc accès à un champ vaste d"applications tel que

le secours en zone accidentée, le combat ou encore le transport. Bien que l"hélicoptère, composé d"un

rotor principal et d"un rotor anticouple soit le giravion le plus répandu, il existe de nombreuses autres

architectures : les appareils à rotors coaxiaux, les convertibles, les tandems ... Plusieurs questions

apparaissent alors : " quel concept est le plus adapté face à un certain nombre de missions et spécifi-

cations? », " Comment optimiser un appareil pour qu"il puisse répondre au mieux aux spécifications

posées? » Apporter une réponse à ces questions, nécessite de pouvoir comparer les formulations de

giravions à partir de critères. Deux types sont clairement identifiés : les performances de vol et les

impacts environnementaux.

Des outils ayant une capacité d"évaluation et/ou de prédimensionnement existent dans l"industrie.

Pour des raisons industrielles évidentes telles que la préservation d"une expérience, d"un savoir faireou

d"une avance technologique, ces outils ne sont pas publics et donc ne peuvent servir deréférence. En

revanche, différentes sources sont accessibles dans les milieux scientifiques universitaires ou étatiques.

Citons principalement le NDARC [

1] (NASA Design and Analysis of RotorCraft) développé par la

NASA, les travaux du Georgia Institute of Technology à travers la thèse de Adeel Syed Khalid [ 2] ou de l"outil informatique CIRADS [

3](Concept Independent Rotorcraft Analysis and Design Software)

aux Etats-Unis. En Europe, le DLR (Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt) développe le projet

RIDE [

4] (Rotorcraft Integrated Design and Evaluation).

En France, l"ONERA a initié début 2011 le projet de recherche fédérateur C.R.E.A.T.I.O.N. pour

" Concepts of Rotorcraft Enhanced Assessment Through Integrated Optimization Network » ayant le

rôle de mettre en place une plateforme numérique d"évaluation des aéronefs à voilure tournante. Des

collaborations sont en cours avec la NASA et le DLR. C.R.E.A.T.I.O.N. se place parmi l"ensemble de ces projets et propose sa propre approche multidisciplinaire et multi-niveaux pour idéalement

tous types d"appareils à voilure tournante. Les évaluations portent sur deux ensembles de critères.

Le premier concerne les performances de vol non dynamiques telles que les vitesses maximales, les

puissances requises sur un point de vol donné, le rayon d"action ou le domaine de vol. Le second est

dédié aux impacts environnementaux à travers l"analyse des niveaux de bruit acoustique ou des quan-

tités de gaz rejetés comme le CO

2ou les NOx. L"évaluation de ces critères fait appel à de multiples

disciplines. Les principales disciplines associées au dimensionnement d"un appareil à voiluretournante

13

14INTRODUCTION

sont considérées sous forme de modules. Les deux principaux sont associés aux thèmes d"évaluation

de C.R.E.A.T.I.O.N. : " performances de vols » et " impact environnemental » et cinq autres per-

mettent ces évaluations via leurs calculs : " aérodynamique », " masse et structures », " architecture

et géométrie », " génération de puissance », " missions et spécifications ». Au-delà de ces modules la

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