There are various methods for predicting the aerodynamic performance of helicopter rotors. In this study, the vortex method, which schematizes the blades and the rotational flow areas on the basis of a distribution of vortices, has been used to calculate the air flow around a rotor in hover.This method is an application to helicopter rotors of the Prandtl's lifting-vortex line theory for aircraft wings. It assumes perfect incompressible fluid with non-rotational flow outside the vortex sheets. The induced velocities are determined using Biot and Savart's law, and the circulation distribution by Kutta-Joukowski's law. Data on initial wake geometry and aerodynamic characteristics, the latter being obtained by bidimensional wind tunnel tests, are necessary for implementing this method.On this theoretical basis, a numerical computational program has been developed to determine rotor performance at hover with stabilisation of the vortex sheet. The rigid blades with a flapping hinge are represented by a lifting-vortex line, angled or rectilinear, located in the leading quarter of the chord; the wake is discretized into a finite number of vortex lines.Comparisons of computational and experimental test results are presented on the overall magnitudes: figure of merit and pitch angle. The tests were carried out at Aerospatiale using rotors fitted with blades with either rectangular or dihedral tip planform. In the latter case, the lifting-vortex line, no more rectilinear, takes into account the actual shape of the blades.The results obtained in this study show a good correlation between computations and tests, for both blades with classical geometry or with non-rectilinear quarter line and non-rectangular planform.
Parmi les methodes de prevision des performances aerodynamiques des rotors d'helicoptere, la methode tourbillonnaire, c'est-a-dire celle qui schematise les pales et les zones a ecoulement rotationnel par une repartition de tourbillons, a ete retenue comme base pour le calcul de l'ecoulement autour d'un rotor au point fixe.Cette methode est une application au rotor d'helicoptere de la theorie de la ligne portante de Prandtl pour les ailes d'avion. Elle suppose le fluide parfait incompressible a ecoulement irrotationnel en dehors des nappes tourbillonnaires. Elle determine les vitesses induites a l'aide de la loi de Biot et Savart et la distribution de circulation par la loi de Kutta-Joukowski. En outre, la connaissance de la geometrie initiale du sillage et de la trainee des profils (cette trainee peut etre deduite d'essais bidimensionnels en soufflerie), sont necessaires pour la mise en oeuvre de cette methode.Dans ce cadre theorique ainsi defini, un programme de calcul numerique a ete mis au point pour determiner les performances d'un rotor au point fixe avec mise en equilibre de la nappe tourbillonnaire. Les pales rigides avec articulation de battement sont schematisees par une ligne portante rectiligne ou brisee suivant le type de pale, situee au quart avant de la corde des profils : le sillage est pour sa part discretise en un nombre fini de lanieres tourbillonnaires.Des confrontations calculs-experiences sont presentees sur les grandeurs globales : figure de merite et pas general. Les essais ont ete realises a l'Aerospatiale avec des rotors munis de pales dont la forme en plan comporte soit des extremites rectangulaires soit des diedres. Dans ce dernier cas, la ligne portante est brisee pour tenir compte de la forme reelle des pales.L'ensemble des resultats cites dans cette etude montre une bonne correlation calculs-essais aussi bien pour des geometries de pales de forme classique que pour des pales dont la ligne des 25 % n'est plus rectiligne et de forme en plan non rectangulaire.