Interactions aérodynamiques entre rotors, bras, cellule et surfaces dans les multirotors, systèmes coaxiaux, propulsion distribuée et eVTOL légers

Cette synthèse couvre les publications accessibles jusqu’en juin 2026 et privilégie les sources primaires NASA, DLR, universités et revues évaluées par les pairs. La conclusion transversale la plus robuste est que les interactions ne se résument ni à une simple pénalité de rendement, ni à une simple règle d’éloignement des rotors. Selon la géométrie et le point de fonctionnement, on observe soit une légère dégradation moyenne de performance, soit une forte redistribution locale de charge, soit une augmentation marquée des fluctuations et du bruit, soit, plus rarement, un gain apparent dans un cas très particulier de hover ou d’intégration avec une surface. Les résultats les plus solides concernent les configurations coaxiales, tandem/one-after-another, side-by-side en propulsion distribuée, et le vol près du sol, du plafond ou d’une paroi.

Périmètre et paramètres utiles

Pour parler proprement des interactions, quelques paramètres sans dimension reviennent dans presque toutes les études. Ils ne sont pas interchangeables d’une communauté à l’autre : les auteurs “rotorcraft” utilisent plus volontiers le rapport d’avance $\mu = V_\infty/(\Omega R)$, alors que les auteurs “propellers/DEP” utilisent souvent $J = V_\infty/(nD)$. Les études coaxiales et tandem emploient surtout $H/D$ ou $H/R$ pour l’espacement vertical, les études side-by-side $d/R$ pour le jeu de pointe à pointe, et les études de proximité de surface $h/R$, $h/D$ ou $D/R$ pour la distance normalisée à la surface. Les métriques de performance les plus usuelles sont $C_T$, $C_P$, $C_Q$, le rendement propulsif $\eta$ et la figure de mérite $FOM$.

Paramètre	Définition pratique	Où il sert surtout
$H/D$, $H/R$	espacement vertical entre deux rotors coaxiaux	coaxiaux, stacked octos
$d/R$	jeu latéral normalisé entre pointes de deux rotors voisins	multirotors latéraux, DEP, eVTOL
$J = V_\infty/(nD)$	rapport d’avance “propeller”	DEP, side-by-side, airplane mode
$\mu = V_\infty/(\Omega R)$	rapport d’avance “rotorcraft”	quadri/rotorcraft en translation
$C_T$, $C_P$, $C_Q$	coefficients de poussée, puissance, couple	comparaison inter-configurations
$FOM$	rendement idéal/réel en hover	hover coaxial, rotor isolé
$\alpha$	angle d’attaque / incidence du propulseur	vol oblique, translation
$\Delta \phi$	déphasage relatif entre rotors synchronisés	acoustique, parfois charges instationnaires
$h/R$, $D/R$	distance à une surface normalisée par le rayon	sol, plafond, paroi
$M_{\text{tip}}$, $Re$	Mach de bout de pale, Reynolds	extrapolation de lois d’échelle

Deux précautions méthodologiques sont essentielles. D’abord, les résultats les plus généralisables portent souvent sur des paires de rotors ou sur des triples arrangements “simples”, et non sur des véhicules complets. Ensuite, des grandeurs très sensibles au détail géométrique — par exemple le bruit tonal, les fluctuations de poussée ou la charge normale en incidence — varient fortement avec le nombre de pales, le profil, le support moteur, la nacelle, l’angle de montage et la proximité d’une aile ou d’un bras. C’est pourquoi les valeurs numériques ci-dessous sont toujours accompagnées de leur géométrie, de leur espacement et de leur méthode quand les sources l’exposent clairement.

Mécanismes physiques dominants

Le premier mécanisme est la contraction du sillage. Un rotor ne laisse pas derrière lui un tube uniforme : le sillage se contracte, transporte du swirl, et peut frapper un rotor voisin de manière fortement non uniforme. C’est très visible en coaxial : dans l’étude NLR sur deux hélices 15”×5.2” contre-rotatives à vitesses égales, la PIV montre que les structures de pointe du rotor supérieur se contractent vers l’intérieur et frappent le rotor inférieur vers $x/D \approx 0.8$, tandis que la vitesse entre les deux rotors passe d’environ 10–12 m/s juste sous le rotor supérieur à environ 14 m/s au plan du rotor inférieur, créant un fort gradient radial d’inflow sur le rotor du bas.

Le deuxième mécanisme est la redistribution de charge plus que la simple perte moyenne. Dans l’étude TU Delft sur trois hélices côte à côte sans aile, à $d/R=0.04$, $V_\infty=30$ m/s et au point de poussée correspondant au rendement maximal, la baisse moyenne de rendement du rotor central n’est que de 1,5 %, mais les vitesses induites par les sillages voisins produisent des variations locales de charge de 5 à 10 % de la charge moyenne du disque. Autrement dit, une pénalité globale modeste peut masquer des dissymétries locales déjà significatives pour les efforts de pale, le bruit et les marges de contrôle.

Le troisième mécanisme est le blocage géométrique. Dans les configurations DEP en translation, les auteurs TU Delft concluent que la perte de performance moyenne provient surtout du blocage induit par les nacelles adjacentes, plus que par une fusion simple des jet/slipstreams. Leur conclusion est importante pour les eVTOL et DEP légers : à une position de bord d’attaque typique d’aile, $X/R=1.2$, les trois sillages restent des tubes distincts au lieu de fusionner en une bande quasi continue à haute quantité de mouvement, contrairement à une hypothèse de conception encore courante.

Le quatrième mécanisme est l’immersion d’un rotor “arrière” dans le sillage d’un rotor “avant”. C’est le cas le plus défavorable en translation : rotor inférieur en coaxial, rotor arrière en tandem longitudinal, rotor arrière d’un quadri en vol oblique, ou propulseur one-after-another en airplane mode. Déjà en 1954, Dingeldein observait en tandem que le rotor arrière opère dans le downwash pleinement développé du rotor avant, ce qui augmente fortement ses pertes induites en vol de translation. Les campagnes récentes sur multirotors en translation confirment cette logique sur des machines beaucoup plus petites.

Le cinquième mécanisme est l’interaction rotor–structure. Les bras, nacelles, fuselage et ailes modifient soit l’inflow au disque, soit le développement du sillage, soit les deux. Sur un quadri avec cellule, une étude BYU/UCLouvain rapporte que la présence de l’airframe modifie la poussée moyenne d’au plus 2,4 % sur les rotors arrière, et change de moins de 2 % la contribution des rotors à la portance et à la traînée globales, tout en générant sur la cellule des charges de pic liées à la proximité des pales. Cela signifie qu’un modèle “simple” peut parfois suffire pour la poussée moyenne, mais pas pour les charges locales, les vibrations, l’acoustique ni la fatigue.

Effets quantifiés selon la configuration

Le tableau ci-dessous regroupe les valeurs les plus utiles et les plus explicitement documentées.

Configuration	Géométrie et espacement normalisé	Point de fonctionnement	Méthode	Effet quantifié
Tandem, même plan, sans recouvrement	deux rotors de 15 ft, entraxe d’arbres = $1.03D$	hover, $C_T \approx 0.0035$	soufflerie pleine échelle NACA	puissance requise ≈ 18 % plus faible qu’un rotor isolé équivalent
Coaxial, plein échelle	rotors de 25 ft, espacement vertical ≈ 0.19R	vol en palier, $C_T=0.0048$	soufflerie pleine échelle NACA	puissance requise jusqu’à 14 % plus élevée qu’un rotor unique d’égale solidité
Coaxial petit UAV, vitesses égales, CR	deux hélices 15”×5.2”, $H/D$ balayé; contre-rotation; même RPM	hover, 5000 rpm	banc de poussée + PIV	$FOM_{\text{single}}\approx 0.465$, $FOM_{\text{comb}}$ max ≈ 0.488 à $H/D \approx 0.13$
Même configuration coaxiale	idem; $H/D=0.08, 0.2, 0.5$	hover	banc + PIV	à $H/D=0.08$, poussées haut/bas presque identiques; la poussée moyenne reste à peu près constante quand $H/D$ varie
Même configuration coaxiale	idem; $H/D=0.2$	hover, 5000 rpm	PIV	vitesse inter-rotors 10–12 m/s sous le rotor haut, jusqu’à ≈ 14 m/s au plan du rotor bas; impact des vortex au rotor bas vers $x/D \approx 0.8$
Triple side-by-side DEP	trois hélices côte à côte, rayon 101.6 mm, $d/R=0.04$, sans aile	$V_\infty=30$ m/s, $\beta_{0.7R}=30^\circ$, point de rendement max	capteurs internes + sondes de pression totale + PIV + microphones	rendement du rotor central −1.5 %; variations locales de charge disque 5–10 % de la charge moyenne
Même configuration, vol oblique	idem, $\alpha=5^\circ$	$J=1.04$, $T_c \approx 0.38$	mêmes moyens	rendement −3 % et force normale propulsif +11 %
Tandem longitudinal multirotor en translation	rotor arrière derrière rotor avant, entraxe de moyeux 2.1R	même fréquence de rotation et même vitesse de soufflerie que le rotor isolé	essais en soufflerie	$C_T$ du rotor arrière jusqu’à −24 % vs rotor isolé

Ces résultats montrent déjà deux choses importantes. D’une part, l’effet “moyen” peut être faible alors que la non-uniformité locale est forte. D’autre part, le sens de variation avec l’espacement dépend de la configuration : en coaxial à vitesses égales, augmenter $H/D$ n’améliore pas automatiquement le rendement global; dans l’étude NLR, cela favorise le rotor supérieur et pénalise le rotor inférieur, alors que le $FOM$ combiné ne bouge que légèrement.

Pour les configurations eVTOL plus générales, TU Delft a également publié un enveloppe d’effets sur des paires de propellers en side-by-side et one-after-another, représentatives de véhicules eVTOL. Cette étude indique, dans l’abstract accessible publiquement, des baisses de poussée du rotor arrière pouvant atteindre 30 % en side-by-side à angle d’attaque élevé, avec des pénalités de puissance combinée jusqu’à 13 %, et des réductions de poussée pouvant atteindre 80 % dans la configuration one-after-another en “cruise-like flight”, avec des pénalités de puissance jusqu’à 30 %. Comme l’extrait public consulté n’expose pas ici les espacements précis correspondant à ces maxima, ces nombres sont utiles comme ordre de grandeur d’une enveloppe paramétrique, mais pas comme point de dimensionnement fin.

Les études plus récentes sur quadricoptères en translation vont dans le même sens. Un travail DLR/CIRA/ONERA sur configurations carrée et losange en vol avant conclut que, dans les conditions testées, la configuration en losange peut gagner environ 5 % d’efficacité par rapport à la configuration carrée, justement parce que la pénalisation des rotors arrière y est moindre. Là encore, l’idée importante n’est pas qu’une géométrie soit “toujours meilleure”, mais que le coût aérodynamique se concentre souvent sur les rotors arrière ou immergés.

Proximité des surfaces

L’effet de sol en multirotor n’est pas une simple copie de l’effet de sol d’un rotor unique. Tanabe et al. ont montré sur un quadrirotor que, pour une poussée donnée, la puissance requise diminue quand l’appareil s’approche du sol depuis le régime hors effet de sol, mais qu’un accroissement local de puissance apparaît lorsque la hauteur du rotor est d’environ un rayon de rotor, à cause d’une recirculation du flux dans le disque; plus près encore, la puissance décroît à nouveau fortement. Cette non-monotonicité est une différence pratique importante pour l’atterrissage automatique et pour l’identification des modèles près du sol.

Les essais EURAC/University of Denver sur petits quadricoptères montrent aussi que, pour leurs campagnes, le régime hors effet de sol est pris à $D>6R$. Dans ces essais, les coefficients de poussée en effet de sol et en effet de plafond sont du même ordre de grandeur, mais l’effet de plafond est plus faible que l’effet de sol pour les 12”×5 testées. Les mêmes auteurs indiquent des hausses de poussée en effet de plafond allant, selon les cas de test visibles dans l’article, jusqu’à ≈ 1.85 N pour des 10”×4.7 et jusqu’à ≈ 2.7 N dans certaines commandes à poussée ou à régime imposés; la source consultée n’expose toutefois pas, dans l’extrait textuel récupéré, le jeu plafond–rotor exact correspondant à chacun de ces maxima, ce qui limite leur réemploi direct en pré-dimensionnement.

Un article ASCE de 2026 sur l’effet de plafond dans des quadricoptères “baseline” et commerciaux rapporte que voler près d’un plafond peut augmenter la portance jusqu’à environ 10 %, avec une dépendance explicite à la distance plafond, à la vitesse de rotation et à l’espacement rotor–rotor. Comme l’abstract accessible publiquement ne détaille pas ici la géométrie et l’espacement associés au maximum annoncé, ce chiffre doit être lu comme borne supérieure de la campagne considérée, et non comme loi universelle.

Près d’une paroi verticale, la situation est différente. Les expériences compilées en 2024 montrent que l’effet de paroi se manifeste surtout par une force et un moment vers la paroi, plus que par une augmentation marquée de poussée totale. Dans les essais DU pour petits quadricoptères, le changement de poussée totale devient négligeable dans les barres d’incertitude, mais les couples mesurés près de la paroi montent vers ≈ 0.05 N·m pour les hélices 10”×4.5 et 12”×6 de la campagne.

Une étude CFD six composantes sur un quadricoptère à hélices 15”×5.5” rapportée dans cette littérature donne un ordre de grandeur plus net pour les charges latérales proches d’un mur : force maximale ≈ 0.098 N et moment ≈ 0.075 N·m à une distance d’environ $1.2R$ de la paroi. Cela confirme que le risque principal près d’un mur n’est pas la perte de portance totale, mais la perturbation d’assiette, la dérive vers la paroi et les efforts parasites sur la commande.

Charges non uniformes, vibrations et acoustique

Les interactions rotor–rotor augmentent souvent plus vite les fluctuations que les grandeurs moyennes. Dans une étude BYU sur deux rotors voisins en hover, les fluctuations de poussée ont été rapportées à environ 250 % au-dessus de celles d’un rotor isolé lorsque les pointes étaient rapprochées, avec une augmentation significative du bruit associée. Pour le concepteur, c’est le rappel le plus important : un petit écart de rendement moyen peut cacher une forte montée des charges pulsées, donc des vibrations, du bruit tonal et de la fatigue structurelle.

Sur le plan acoustique, le sens de rotation et le déphasage n’ont pas le même statut que pour l’aérodynamique moyenne. Dans l’étude TU Delft side-by-side à $d/R=0.04$, la perte aérodynamique moyenne est décrite comme peu sensible au sens de rotation et au déphasage relatif sur la performance globale, alors que les formes d’onde tonales et la directivité changent effectivement avec la phase. Les auteurs montrent donc que la phase est surtout un levier acoustique, bien plus qu’un levier de rendement moyen.

Les travaux DLR/Univ. Niccolò Cusano/Politecnico et Bristol publiés en 2025–2026 renforcent ce point. Une étude DLR 2025 conclut que la synchronisation de phase peut réduire le bruit de façon robuste même en présence d’un écoulement incident. Une étude Bristol 2026 sur deux propellers adjacents rapporte, pour la configuration testée et un angle relatif optimisé, une réduction d’environ 24 dB sur la première fréquence de passage de pale et d’environ 6 dB en OASPL par rapport à $\Delta \psi=0^\circ$. Il faut toutefois lire ces gains comme des gains d’interférence acoustique dépendant de la géométrie, de l’espacement, du point d’écoute et de la précision du verrouillage de phase, et non comme une règle universelle.

Les conséquences rotor–airframe suivent la même logique. Dans l’étude BYU/UCLouvain déjà citée, la cellule ne change la poussée moyenne que modestement, mais subit des charges locales de pic. Dans l’étude TU Delft sur propellers côte à côte, la force normale en incidence augmente de 11 % à $\alpha=5^\circ$, ce qui est directement pertinent pour la stabilité longitudinale et latérale d’un eVTOL ou d’un multirotor en translation. Pour les véhicules à structure légère, cela signifie qu’un modèle de contrôle qui n’intègre que la poussée axiale moyenne est insuffisant en vol oblique, surtout si des bras, pylônes, ailes ou nacelles se trouvent proches du disque.

Concernant les rafales, l’état de l’art public est plus mince. Le résultat le plus net que j’ai trouvé porte sur un rotor unique de multicoptère : DLR montre en 2025 qu’en régime attaché, la réponse de poussée à une rafale peut être décrite de manière quasi-statique avec une bonne base physique. En revanche, des jeux de données publics d’aussi bonne qualité sur plusieurs rotors interagissant sous rafales restent rares. La conséquence pratique est claire : on sait déjà que la rafale se superpose à un inflow non uniforme existant, mais on ne dispose pas encore d’assez de publications ouvertes pour donner une loi de dimensionnement fiable, architecture par architecture.

Recommandations de conception prudentes

La règle simple « éloigner les rotors » est utile comme réflexe initial, mais elle est insuffisante, parfois fausse, et parfois contre-productive.

En coaxial, augmenter l’espacement vertical ne garantit pas une meilleure efficacité globale. Dans la petite configuration NLR à vitesses égales, le $FOM$ combiné varie peu avec $H/D$ et atteint même son maximum vers $H/D \approx 0.13$, tandis que des espacements plus grands améliorent surtout le rotor supérieur au détriment du rotor inférieur. Pour un octocoptère coaxial, la bonne variable d’optimisation n’est donc pas seulement le rendement total, mais le compromis entre rendement, partage de poussée, couple moteur, vibration, bruit et encombrement mécanique.

En tandem longitudinal et pour les rotors arrière de quadricoptères en translation, le rotor immergé est la zone critique. Les résultats NACA et Georgia Tech pointent tous dans la même direction : c’est le rotor arrière qui paie l’essentiel des pertes induites. Pour un quadricoptère destiné à des translations soutenues, il est donc prudent de vérifier la marge de poussée et de couple des rotors arrière au lieu de ne regarder que la poussée totale, et d’évaluer sérieusement les géométries en losange/diamond si la mission dominante est le vol avant.

En propulsion distribuée latérale et sur les eVTOL légers à aile, éloigner les rotors peut dégrader l’intégration aérodynamique avec l’aile. Les études TU Delft, DLR et NASA X-57 montrent au contraire que la proximité des propellers et l’interaction propeller–aile sont parfois recherchées pour augmenter la portance à basse vitesse ou améliorer l’aéropropulsion globale. Mais cette proximité ne doit pas être choisie “à l’œil” : elle doit être optimisée avec l’aile, la nacelle et la stabilité, car des sillages très proches peuvent rester séparés, des nacelles peuvent créer du blocage, et la force normale peut augmenter en incidence.

En quadri/hexa/octo planaires, la recommandation prudente est de dimensionner sur le voisin le plus pénalisant, pas seulement sur le cas moyen. Pour un rotor avec deux voisins proches, une pénalité moyenne faible peut coexister avec 5–10 % de non-uniformité locale de charge, des fluctuations nettement plus fortes et un bruit tonal défavorable. En pratique, cela pousse vers trois exigences de calcul souvent oubliées dans les petits drones : cartographie de charge disque non uniforme, estimation des charges 1/rev et BPF, et validation en incidence ou en translation, pas seulement en hover statique.

En proximité de surface, il faut distinguer deux usages. Si l’objectif est l’efficacité ou l’endurance, l’effet de sol et l’effet de plafond peuvent être exploités. Si l’objectif est la robustesse de contrôle, il faut surtout craindre la recirculation près du sol, les gradients de poussée sous plafond et les forces parasites près des murs. Une enveloppe de commande prudente doit donc inclure, au minimum, un modèle spécifique pour $h/R \sim O(1)$ près du sol et une compensation latérale/attitude près des murs.

Les tendances suivantes sont, à ce stade, les plus robustes.

Variable de conception	Effet dominant en hover	Effet dominant en translation / vol oblique	Lecture prudente
Augmenter l’écartement horizontal side-by-side	tend à réduire l’interaction moyenne	réduit souvent l’interaction, mais peut nuire à l’intégration aile/DEP	utile pour multirotor “nu”, pas loi universelle pour DEP/eVTOL
Augmenter $H/D$ en coaxial	améliore le rotor haut, pénalise le rotor bas; effet faible sur $FOM$ combiné	peut ne pas améliorer le système global	optimiser partage de charge et acoustique, pas seulement rendement total
Passer en vol oblique / augmenter $\alpha$	peu pertinent	pénalise davantage le rotor/propeller “arrière” ou central et augmente la force normale	vérifier stabilité et couple moteur en incidence
Choisir co-rotating vs counter-rotating	effet moyen parfois faible	effet moyen souvent faible sur rendement; effet possible sur charges instationnaires	choix surtout acoustique et intégration de sillage
Synchroniser la phase $\Delta \phi$	peu d’effet sur la moyenne de poussée	fort effet possible sur le bruit tonal et sa directivité	levier acoustique, exige un verrouillage de phase précis
Se rapprocher du sol / plafond	gain possible, mais recirculation possible près du sol	idem	exploitable pour l’endurance, dangereux si le contrôle n’est pas compensé
Se rapprocher d’un mur	faible effet sur poussée totale	force et moment vers la paroi	problème d’attitude et de sécurité plus que de poussée globale

Pistes pédagogiques et bibliographie primaire

Voici les exercices que je recommanderais pour faire passer les mécanismes physiques sans tomber dans des règles simplistes.

• Exercice de lecture de sillage coaxial : partir d’un schéma rotor haut / rotor bas, faire tracer la contraction du sillage et demander où l’inflow du rotor inférieur devient le plus non uniforme. La réponse attendue est que la partie intérieure du rotor inférieur voit un inflow élevé et hétérogène, avec impact des structures de pointe autour de $x/D \approx 0.8$ dans l’étude NLR.
• Exercice de dimensionnement side-by-side : comparer deux options à $d/R=0.04$ et grand $d/R$, puis demander pourquoi la perte moyenne de rendement peut être petite alors que les fluctuations et le bruit changent fortement. Cela introduit la différence entre moyenne disque et charge locale.
• Exercice effet de sol vs plafond : demander aux étudiants pourquoi l’effet de sol n’est pas monotone quand $h$ approche $R$, alors que l’effet de plafond peut donner un gain de poussée plus “simple” dans certains essais. L’objectif est de faire apparaître la recirculation au sol et le blocage de l’upstream sous plafond.
• Exercice acoustique par synchronisation : faire comparer deux cas $\Delta \phi=0^\circ$ et $\Delta \phi$ optimisé, et expliquer pourquoi la moyenne aérodynamique change peu alors que le bruit tonal peut s’effondrer.

Les figures pédagogiques les plus utiles seraient un triptyque. D’abord, un plan de quadricoptère avec cartes qualitatives de déficit de poussée en hover, translation et près d’un mur. Ensuite, une coupe coaxiale montrant la contraction du sillage, l’impact sur le rotor bas et les gradients d’inflow. Enfin, une vue de dessus de deux propellers side-by-side montrant la zone de quasi-symétrie entre sillages, la non-uniformité de charge disque et l’effet du déphasage sur le champ acoustique. Ces trois figures suffisent à expliquer l’essentiel mieux qu’une table de “bons espacements”.

La bibliographie primaire suivante me paraît la plus solide pour poursuivre :

NASA / NACA
Dingeldein, Wind-Tunnel Studies of the Performance of Multirotor Configurations, NACA TN-3236, 1954. Fondamental pour tandem et coaxial, hover et vol en palier.
Harrington, Full-Scale-Tunnel Investigation of the Static-Thrust Performance of a Coaxial Helicopter Rotor, NACA TN-2318, 1951. Classique de référence sur le hover coaxial.
Coleman, A Survey of Theoretical and Experimental Coaxial Rotor Aerodynamic Research, NASA TP-3675, 1997. Toujours utile pour relier littérature ancienne et moderne.
Young, Rotor/Wing Interactions in Hover, NASA TM-211392, 2002. Important pour les effets rotor–aile et la limite du raisonnement “rotor seul”.
NASA X-57 Technical Papers et synthèses SCEPTOR/X-57. Utiles pour le lien entre espacement propeller–aile, high-lift et DEP intégré.

DLR et contributions associées
Kränzler et al., Studies on the Influence of Rotor Distance on Performance of Coaxial Rotors, ERF 2018. Très utile pour $H/D$, partage de poussée et $FOM$ en petit coaxial.
Kostek et al., Experimental and Computational Investigation of Quadcopter Aerodynamic Interactions in Forward Flight, DLR/CIRA/ONERA, 2024. Référence récente sur carrée vs losange, tilt, espacement et forward flight.
Gardner et al., Experiments and Modeling of a Single Multicopter Rotor Response to Gusts, DLR, 2025. Très utile pour cerner ce qu’on sait — et surtout ce qu’on ne sait pas encore — sur les rafales.
Pagliaroli et al., Rotor Noise Interference Mechanisms for Side-by-Side Co-Rotating Configurations, 2025. Référence récente sur synchronisation de phase et bruit.

ONERA et collaborations ONERA
Boisard et al., Rotor / Rotor Aerodynamic Interactions – A Garteur Action Group, 2022. Très bon panorama de besoins et de mécanismes, avec forte implication ONERA.
Kostek et al., Aerodynamic Interactions in Quadcopter Configurations with Vertical Rotor Spacing, READ 2024, DLR/CIRA/ONERA. Ciblé sur le forward flight et les conséquences vibro-acoustiques des interactions.
Le Bras et al., Aeroacoustic Simulations of Two Co-Rotating Propellers at Close Side-by-Side Arrangement, 2025. Référence utile sur le lien aérodynamique–acoustique pour propellers adjacents.

Universités et revues évaluées par les pairs
de Vries et al., Aerodynamic Interaction between Propellers of a Distributed-Propulsion System in Forward Flight, Aerospace Science and Technology, 2021. Référence majeure pour side-by-side DEP en translation.
Stokkermans et al., Aerodynamic Interaction Effects Between Propellers in Typical eVTOL Vehicle Configurations, AIAA, 2021. Donne une enveloppe utile sur side-by-side et one-after-another.
Zanotti et al., Experimental Study of the Aerodynamic Interaction between Side-by-Side Propellers in Forward Flight, Aerospace, 2021. Très utile pour la structure du champ d’écoulement entre propellers adjacents.
Caprace et al., Effects of Rotor-Airframe Interaction on the Aeromechanics and Performance of a Quadcopter, 2022. Référence convaincante sur l’effet faible en moyenne mais non négligeable localement de la cellule.
Tanabe et al., Quadrotor Drone Hovering in Ground Effect, 2021. Référence claire sur l’effet de sol non monotone en multirotor.
de Pierrepont et al., Ground, Ceiling and Wall Effect Evaluation of Small Quadcopters, Journal of Intelligent & Robotic Systems, 2024. Référence utile pour surfaces proches.
Turhan et al., Phase Synchronisation for Tonal Noise Reduction in a Multi-Rotor UAV, 2025, et l’étude Bristol 2026 sur performance acoustique de propellers synchronisés. Très utile pour l’acoustique appliquée.

Les questions encore ouvertes sont assez nettes. Les données publiques restent peu denses sur trois sujets : l’interaction rotor–bras à géométrie de bras réaliste et à haut niveau de détail, les multirotors complets sous rafales avec mesures aérodynamiques résolues rotor par rotor, et la combinaison simultanée rotor–rotor–aile–fuselage–sol sur véhicules eVTOL légers complets. Autrement dit, on sait déjà décrire les mécanismes et plusieurs tendances fiables, mais il reste risqué de transformer ces tendances en règles universelles de dimensionnement sans simulation ou essai sur la géométrie cible.