Les réglementations aériennes interdisent aux aéronefs de voler avec des surfaces contaminées par le givre. L’accrétion de la glace sur les surfaces aérodynamiques altère la performance de ces derniers. L’hélicoptère est menacé par le givrage en vol vu qu’il opère à basse altitude où les conditions météorologiques sont plus favorables à l’accrétion de glace. Les hélicoptères équipés de systèmes d’antigivrage utilisent la chaleur pour faire fondre la glace formée sur les surfaces d’accrétion potentielles, à savoir les pales. Une évaluation du transfert thermique sur les pales est nécessaire à la conception des systèmes d’antigivrage.

La simulation numérique de l’écoulement d’air autour du rotor d’hélicoptère demeure un des problèmes aérodynamiques complexes vu la nature rotative de l’écoulement et la géométrie de l’hélicoptère. La mécanique des fluides numérique, CFD, est un outil performant qui permet d’effectuer ce genre de simulation. Des études par CFD ont permis de modéliser l’écoulement d’air induit par la rotation des pales. Mais il n’existe pas dans la littérature d’étude de transfert thermique sur les pales du rotor. Ce mémoire vise à évaluer le transfert thermique sur les pales d’un rotor d’hélicoptère avec des simulations CFD.

La modélisation numérique d’un écoulement de fluide se base sur la résolution d’un certain nombre d’équations. Les équations de Navier-Stokes sont résolues en mode non stationnaire. Le modèle de Spalart-Allmaras est utilisé pour modéliser les turbulences induites par la rotation des pales. La technique « Sliding Mesh » est exploitée afin de modéliser la rotation des pales. Le rotor étudié est celui proposé par Caradonna et Tung. Il est composé par deux pales rectangulaires. Le maillage est multizone. Il est composé par une zone statique modélisant le domaine physique et une zone dynamique contenant les pales du rotor. Cette technique permet de modéliser le rotor en vol stationnaire et vol d’avance. Le logiciel de simulation numérique est le code SU2.

La simulation numérique avec SU2 du rotor Caradonna et Tung a réussi à déterminer la distribution du coefficient de pression sur les pales du rotor en vol stationnaire. Une comparaison avec la littérature a permis de valider l’écoulement. Les ondes de chocs formées sur les pales sont bien captées et leurs positions sont conformes à la littérature. Après, le travail a continué avec le flux de chaleur sur les pales. Le nombre de Frossling est utilisé pour évaluer le transfert thermique. En vol stationnaire, le transfert thermique varie selon la position d’envergure. Il est plus grand sur les extrémités des pales que sur l’emplanture. Pour le même flux de chaleur imposé, le refroidissement à l’extrémité est plus grand qu’à l’emplanture. La glace s’accumule donc plus à l’extrémité de la pale. Ensuite, le rotor était simulé en vol d’avance. Le nombre de Frossling varie selon l’angle d’azimut en vol d’avance. À la même position d’envergure, une pale avançante est caractérisée par un transfert thermique supérieur à celui d’une pale reculante. Vu la grande vitesse de rotation des pales la variation du nombre de Frossling selon la position d’envergure est plus importante.

Aviation regulations prohibit aircraft from flying with surfaces contaminated by frost. The accretion of ice on aerodynamic surfaces degrades their performance. The helicopter is the most threatened by the risk of icing, since it operates at low altitudes where the weather conditions are more favorable to ice accretion. Helicopters equipped with anti-icing systems use heat to melt the ice formed on the affected surfaces, namely the blades. An evaluation of the heat transfer on the blades helps optimizing the anti-icing systems.

The numerical simulation of helicopter rotor’s flow field is still one of the most challenging aerodynamics problems due to the rotating flow and the complex geometry of the helicopter. CFD numerical simulation comes as a major tool for the prediction of helicopter flow field. Various studie have been conducted to model the rotor’s flow. However, there are no thermal transfer studies on the rotor’s blades in the literature. This study aims at evaluating the heat transfer on the rotor’s blades of helicopters by means of CFD simulations.

CFD is based on the resolution of a number of equations. The Navier-Stokes equations are solved in an unsteady waw. The Spalart-Allmaras model is used to model the turbulence induced by the rotation of the blades. The Sliding Mesh technique is used to model the rotation of the blades. The rotor studied is proposed by Caradonna and Tung. It is composed of two rectangular blades. The mesh is multizone. It is composed of a static zone modeling the physical domain and a dynamic zone containing the blades of the rotor. This technique makes it possible to model the rotor in hovering and forward flight condition. The open source code used in this study is SU2.

The numerical simulation with SU2 of the Caradonna and Tung rotor succeeded to model the distribution of the pressure coefficient on the rotor blades in hover. A comparison with the literature made it possible to validate the flow. The shock waves formed on the blade are well simulated at the position denoted by litterateur. Next, the heat flux was calculated on the blades. The Frossling number was used to evaluate the heat transfer. In hovering flight, it was found that the heat transfer varies according to the span position. It is higher at blade’s tips. So the ice formed at the blade’s tip is grater then at the root. Then the rotor was simulated in forward flight condition. The Frossling number changes according to the azimuth angle in addition to span position in forward flight. At the same span position an advancing blade is characterized by a higher heat transfer than that of a retarding blade. Due to the high rotation speed of the blades, the variation of Frossling number with span position is more important.