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 légalement à bord des avions et des hélicoptères sont historiquement et jusqu'à ce jour strictement identiques (système dit Pitot-Statique).

Des mesures incitatives fortes ont été prises en 2008 par les autorités politiques européennes (Questions/Reponses Parlementaires Européennes E-2148-08) et par l'EASA, autorité aéronautique européenne (en particulier Tender 2008 OP 26),destinées à contraindre les constructeurs d'hélicoptères à utiliser des moyens anémométriques plus sérieux, mieux adaptés que le système Pitot-Statique et moins attentatoires à la sécurité du vol des voilures tournantes, en particulier par le phénomène du Vortex, que le système Pitot-Statique.

Sommaire

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 Fa, valable quel que soit l'aéronef est :

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

Cz : coefficient de portance (dépend à peu près linéairement de l'incidence).
S : surface de l'élément aérodynamique étudié.
Ps : pression de l'air.
Ts : 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 VA.

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 VA fournie par l'anémométrie de bord. Ces différences sont particulièrement notables dans le cas de l'hélicoptère.

Vitesse-sol

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

Trièdres de référence

Trièdre fuselage

Le vecteur vitesse-air VA est référencé, selon la norme ISO, par rapport à un trièdre trirectangle TF possédant les axes (XF, YF, ZF), 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 TF. 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 VA est conventionnellement intégré dans un second trièdre trirectangle dit trièdre air TA, d'axes (XA, YA, ZA) et dont il constitue l'axe XA. La direction du vecteur vitesse-air VA dans le trièdre aéronef est exprimée par deux angles.

Incidence et dérapage

La position du trièdre air TA par rapport au trièdre aéronef TF 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'anémomètre 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 VC 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 Pt des filets d'air provenant de l'infini-amont ;
– d'une prise de pression de référence Pr, 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 :

Pt = Pr + 0.50ρV2

On voit qu'il suffit de soustraire Pr à Pt pour obtenir une valeur ΔP dite pression différentielle, fonction de V et de ρ, donc de Ps et de Ts.

C'est le rôle de la seconde prise de pression, dite statique, de fournir Ps. 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 Pr, la fausse pression statique disponible. On essaie de limiter les erreurs de statique (Erreur = PrPs), pas tant pour la précision absolue de l'anémométrie, mais plutôt pour la précision de l'altimétrie qui utilise Pr 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 ΔP dépend non seulement de V mais aussi de ρ (masse volumique de l'air), donc, en pratique, de Ps et de Ts : \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 ΔP. Un calculateur recevant pour entrées ΔP, Ps et Ts 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 Ps0, Ts0 et une masse volumique ρ0.

ΔP 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 ΔP en volant dans l'atmosphère standard au sol. On appelle vitesse conventionnelle (VC) cette vitesse fictive. Dans le domaine des basses vitesses subsoniques, la relation entre VC et V est :

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

VC n'est égal à V que si on vole en atmosphère dans laquelle ρ vaut réellement 1,225 kg/m3. Dès qu'on vole en altitude, VC 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 VC 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 VC, de Zp et de Ts, 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 VA 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 = 287,04J / 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 ΔP en fonction de M et Pr :

\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 Ps = Ps0 et Ts = Ts0, on calcule pour chaque valeur de ΔP la valeur de la vitesse conventionnelle VC qui donnera la même pression différentielle et on graduera avec VC 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 Pr et la pression totale Pp.

 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 XF 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 basse 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 près équivalentes à celles d'un avion et fournit de la même manière la vitesse conventionnelle VC 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 VA. Donc, la variation d'incidence de l'air sur le fuselage et le Pitot est d'autant plus forte que la vitesse-air VA est faible.

Pitot inexploitable aux basses vitesses

L'incidence αf 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 Θf 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 PR. Ce disque PR 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 FR dont la composante FN 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 ar basculement longitudinal et br 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 par 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 FN en accélérant depuis son amont (quelque part « loin » au-dessus) une grande quantité d'air à travers son disque, de diamètre Dr, et en la rejetant en aval sous lui avec une vitesse plus grande. Le rotor peut produire sa force de portance FN 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 Vi : V_{i} =  \sqrt{\frac{F_{N}}{2\ \rho\ S}}

L'ordre de grandeur de Vi est de 15 à 20 m/s. Mais, en aval, on démontre que l'air est relâché avec une vitesse V3 = 2 * Vi soit 30 à 40 m/s ou 60 à 80 kt. Comme le tube de Pitot ne peut être placé que près 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 VA 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 VC que selon la composante longitudinale XF ;
– 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 VR (relatif à la pale), de la vitesse V1 à travers le disque. V1 est appelée vitesse induite. La vitesse VR, amont des pales est composée de la somme géométrique :

– de la vitesse linéaire d'entrainement en rotation ΩReqp où Reqp :–st le rayon équivalent de portance de la pale ;
– du vecteur vitesse VA du fuselage, porteur du rotor ;
– de la vitesse induite V1 qui apporte les effets d'interaction.

Ajouter V1, perpendiculaire en gros à ΩReqp, contribue à diminuer l'incidence αp 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 VH de V sur le plan du disque voisine de 0 ;
– composante VP 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 PR ;
– calcul de la puissance WN 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 αr du disque rotor ;
– la masse totale m en vol ;
– la pression Pa qui règne à l'altitude du vol ;
– la température Ta à cette même altitude.

La pente du vol (palier, montée, descente). En suivant le développement de la théorie généralisée de Froude, on voit que αr 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 par 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,XF) lié au fuselage permet d'accéder à la vitesse air V1 et à ses deux composantes sur le plan rotor, V1HX et V1HY[réf. nécessaire].

LASSIE

Commercialisé par la firme GEC Avionics (formerly Elliott Brothers (London) Ltd) of Rochester, Kent, United Kingdom, 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 OXF et OYF du fuselage. Ces girouettes s'alignent selon la direction locale du flux d'air V1 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.

Notes et références

Références

Liens internes

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

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