CA2171365C - Systeme pour minimiser l'excitation dynamique d'un helicoptere - Google Patents
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Abstract
- Système pour minimiser l'excitation dynamique au centre de gravité du fuselage d'un hélicoptère, provoquée par les efforts transmis entre la boîte de transmission principale et le fuselage, reliés l'un à l'autre par des barres de suspension, lesquelles présentent, chacune, un dispositif de liaison élastique. - Selon l'invention, chaque dispositif de liaison élastique (2) comprend un cylindre (10), subdivisé en deux chambres (11, 12) par un piston (13) relié par ressort aux deux faces internes opposées correspondantes (10a, l0b) du cylindre (10), et les chambres (11, 12) du cylindre (10) sont de plus reliées l'une à l'autre par une canalisation, (17) de faible section transversale par rapport à celle du cylindre (10). Un calculateur (6) pilote le mouvement de liquide dans ladite canalisation (17).
Description
21~1~~~
Système pour minimiser l'excitation dynamique d'un hélicop-tère.
La présente invention concerne un système pour minimiser l'excitation dynamique au centre de gravitê du fuselage d'un hélicoptère. Cette excitation dynamique est provoquée par les efforts, engendrés par le rotor, transmis entre la boîte S de transmission principale et le fuselage, reliés l'un à
l'autre par des barres de suspension, lesquelles présentent, chacune, un dispositif de liaison élastique.
En effet, l'un des problèmes fondamentaux de l'hélicoptère relève du niveau vibratoire général qui conditionne, d'une part, le niveau des contraintes alternées dans toute la machine (et par conséquent la tenue en fatigue et, par suite, la durée de vie des pièces) et, d'autre part, le confort en cabine et les vibrations des commandes.
L'objet de nombreuses recherches a donc été d'atténuer, â
défaut de l'annuler complètement, ce niveau vibratoire inhérent au fonctionnement même du rotor qui non seulement transmet au moyeu des efforts et des moments statiques ou quasi-statiques créés par .
- la portance (perpendiculaire au plan du rotor), - la traînée (parallèle à la vitesse horizontale VH de la machine), - la. force de dérive (perpendiculaire aux deux précédentes) qui reste quasi-nulle, mais également des efforts et des moments périodiques provenant des dissymétries aérodynamiques (portance et traînée de profil) qui apparaissent au cours de la rotation des pales, essentiellement dues à VH en vol de translation à
grande vitesse, ou encore des dissymétries résultant de l'inêgalité de répartition des vitesses induites sur le disque du rotor à faible vitesse (zone de transition). Ces
Système pour minimiser l'excitation dynamique d'un hélicop-tère.
La présente invention concerne un système pour minimiser l'excitation dynamique au centre de gravitê du fuselage d'un hélicoptère. Cette excitation dynamique est provoquée par les efforts, engendrés par le rotor, transmis entre la boîte S de transmission principale et le fuselage, reliés l'un à
l'autre par des barres de suspension, lesquelles présentent, chacune, un dispositif de liaison élastique.
En effet, l'un des problèmes fondamentaux de l'hélicoptère relève du niveau vibratoire général qui conditionne, d'une part, le niveau des contraintes alternées dans toute la machine (et par conséquent la tenue en fatigue et, par suite, la durée de vie des pièces) et, d'autre part, le confort en cabine et les vibrations des commandes.
L'objet de nombreuses recherches a donc été d'atténuer, â
défaut de l'annuler complètement, ce niveau vibratoire inhérent au fonctionnement même du rotor qui non seulement transmet au moyeu des efforts et des moments statiques ou quasi-statiques créés par .
- la portance (perpendiculaire au plan du rotor), - la traînée (parallèle à la vitesse horizontale VH de la machine), - la. force de dérive (perpendiculaire aux deux précédentes) qui reste quasi-nulle, mais également des efforts et des moments périodiques provenant des dissymétries aérodynamiques (portance et traînée de profil) qui apparaissent au cours de la rotation des pales, essentiellement dues à VH en vol de translation à
grande vitesse, ou encore des dissymétries résultant de l'inêgalité de répartition des vitesses induites sur le disque du rotor à faible vitesse (zone de transition). Ces
2 efforts et moments aérodynamiques alternés sont transmis au centre du rotor après avoir été atténués ou amplifiés par les pales.
On connaît déjà des moyens particuliers pour minimiser le coefficient de transmissibilité (rapport de l'amplitude des efforts ou moments transmis au fuselage à celle des efforts ou moments appliqués à la tête du rotor), qui caractérise en quelque sorte l'efficacité de ces moyens décrits, notamment, dans les brevets FR-2 499 505, FR-2 629 545, FR-2 669 982 et FR-2 678 032.
Généralement, dans ces structures connues, on cherche â
annuler (par des moyens "passifs") les efforts qui sont transmis entre la boîte de transmission principale et le fuselage. Cependant, l'annulation des efforts n'est pas toujours suffisante pour diminuer (voire annuler ou tout au moins minimiser) les vibrations de fuselage du fait de la liaison mécanique (support) existant entre le fond de la boîte de transmission principale et le fuselage.
En particulier, même si les efforts dans les barres de suspension entre la boîte de transmission principale et le fuselage sont nuls, l'effort qui excite le fuselage par le fond de la boîte de transmission principale provoque un moment d'excitation au centre élastique du fuselage, ce qui est à l'origine de vibrations dans la cabine.
La présente invention a pour but d'éviter cet inconvénient.
A cet effet, le système pour minimiser l'excitation dynami-que au centre de gravité du fuselage d'un hélicoptère, provoquée par les efforts transmis entre la boîte de trans-mission principale et le fuselage, reliés l'un à l'autre par des barres de suspension, lesquelles présentent, chacune, un dispositif de liaison élastique, ledit système comprenant .
21~13~~
On connaît déjà des moyens particuliers pour minimiser le coefficient de transmissibilité (rapport de l'amplitude des efforts ou moments transmis au fuselage à celle des efforts ou moments appliqués à la tête du rotor), qui caractérise en quelque sorte l'efficacité de ces moyens décrits, notamment, dans les brevets FR-2 499 505, FR-2 629 545, FR-2 669 982 et FR-2 678 032.
Généralement, dans ces structures connues, on cherche â
annuler (par des moyens "passifs") les efforts qui sont transmis entre la boîte de transmission principale et le fuselage. Cependant, l'annulation des efforts n'est pas toujours suffisante pour diminuer (voire annuler ou tout au moins minimiser) les vibrations de fuselage du fait de la liaison mécanique (support) existant entre le fond de la boîte de transmission principale et le fuselage.
En particulier, même si les efforts dans les barres de suspension entre la boîte de transmission principale et le fuselage sont nuls, l'effort qui excite le fuselage par le fond de la boîte de transmission principale provoque un moment d'excitation au centre élastique du fuselage, ce qui est à l'origine de vibrations dans la cabine.
La présente invention a pour but d'éviter cet inconvénient.
A cet effet, le système pour minimiser l'excitation dynami-que au centre de gravité du fuselage d'un hélicoptère, provoquée par les efforts transmis entre la boîte de trans-mission principale et le fuselage, reliés l'un à l'autre par des barres de suspension, lesquelles présentent, chacune, un dispositif de liaison élastique, ledit système comprenant .
21~13~~
3 des moyens de commande associés, chacun, à chacun desdits dispositifs de liaison élastique, - une pluralité de capteurs, tels que notamment des accélé-romètres, disposés sur ledit fuselage, et - un calculateur relié, d'une part, à chacun desdits cap-teurs et, d'autre part, à chacun desdits moyens de com-mande, - ledit calculateur, en fonction des informations reçues desdits capteurs, fournissant des ordres auxdits moyens de commande pour engendrer, dans lesdits moyens de liaison élastique, des efforts dynamiques destinés à minimiser ladite excitation dynamique au centre de gravité du fuselage de l'hélicoptère, est remarquable, selon l'invention, en ce que chaque dispo sitif de liaison élastique comprend un cylindre, subdivisé
en deux chambres par un piston relié par ressort aux deux faces internes opposées correspondantes du cylindre, et en ce que les chambres du cylindre sont de plus reliées l'une à
l'autre par une canalisation de faible section transversale par rapport à celle du cylindre.
Ainsi, dans le cas de la présente invention, il ne s'agit plus d'annuler les efforts dans les barres reliant la boîte de transmission principale et le fuselage, mais d'annuler (en fait de minimiser) l'excitation dynamique au centre de gravité du fuselage. L'annulation des efforts dynamiques au centre de gravité garantit l'absence de vibrations dans toute la structure, ce qui revient à utiliser les disposi-tifs de liaison élastique, non plus comme résonateurs, mais comme générateurs d'efforts.
En d'autres termes, le système selon l'invention est parti-culièrement bien adapté pour minimiser les réponses dynami-ques des fuselages d'hélicoptères soumis à des efforts et à
des moments d'excitation dynamiques, ceux-ci constituant les réactions sur le moyeu dues aux efforts dynamiques (alternés
en deux chambres par un piston relié par ressort aux deux faces internes opposées correspondantes du cylindre, et en ce que les chambres du cylindre sont de plus reliées l'une à
l'autre par une canalisation de faible section transversale par rapport à celle du cylindre.
Ainsi, dans le cas de la présente invention, il ne s'agit plus d'annuler les efforts dans les barres reliant la boîte de transmission principale et le fuselage, mais d'annuler (en fait de minimiser) l'excitation dynamique au centre de gravité du fuselage. L'annulation des efforts dynamiques au centre de gravité garantit l'absence de vibrations dans toute la structure, ce qui revient à utiliser les disposi-tifs de liaison élastique, non plus comme résonateurs, mais comme générateurs d'efforts.
En d'autres termes, le système selon l'invention est parti-culièrement bien adapté pour minimiser les réponses dynami-ques des fuselages d'hélicoptères soumis à des efforts et à
des moments d'excitation dynamiques, ceux-ci constituant les réactions sur le moyeu dues aux efforts dynamiques (alternés
4 et périodiques) engendrés par les pales, dont la fréquence fondamentale est la fréquence de rotation du rotor.
La présente invention permet de minimiser, au niveau du centre de gravité de l'hélicoptère, les effets des efforts et des moments dont les axes sont dans le plan du rotor. Le confort est ainsi améliorê, aussi bien en roulis et en tangage qu'en mouvement de tamis longitudinal ou transver-sal.
Différents moyens peuvent être utilisés pour commander chaque dispositif de liaison élastique, tel que défini ci-dessus, par ledit calculateur, à savoir en jouant sur les pertes de charge dans ladite canalisation, ou sur le volume d'une chambre dudit cylindre, ou sur la pression dans ladite canalisation.
Dans le premier cas, les pertes de charge dans ladite canalisation peuvent être commandées par un ensemble formé
d'un vérin, d'un ressort et d'un piston fermant plus ou moins ladite canalisation.
Dans le deuxième cas, le volume de la chambre dudit cylindre peut être commandé par un ensemble formé d'un vérin, d'un ressort et d'un piston occupant la section transversale du cylindre.
Dans le troisième cas, la pression dans ladite canalisation peut être commandëe par un ensemble double, agencé dans la canalisation, de vérins, de ressorts et de pistons occupant la section transversale de la canalisation.
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des réfé-rences identiques désignent des éléments semblables.
'"_ 5 La figure 1 montre schématiquement un hélicoptère équipé du système selon l'invention.
La figure 2 est une vue en coupe partielle d'un dispositif de liaison élastique, prévu entre la boîte de transmission principale et le fuselage d'un hélicoptère.
Les figures 3 à 6 illustrent différentes façons de comman-der, par le calculateur, chaque dispositif de liaison élastique du système selon l'invention.
Sur la figure 1, il est représenté schématiquement un hélicoptère H comportant un système, selon l'invention, pour minimiser l'excitation dynamique au centre de gravité G du fuselage F de celui-ci. Cette excitation dynamique est engendrée par les efforts transmis entre la boîte de trans-mission principale B, portant le rotor R, et le fuselage F, reliés l'un à l'autre par des barres de suspension 1, notamment au nombre de quatre, lesquelles présentent, chacune, un dispositif de liaison élastique 2. Ce dispositif de liaison élastique 2 peut être de différents types, par exemple celui décrit dans le brevet FR-2 678 032 ou celui décrit en détail par la suite.
De façon générale, le système selon l'invention comprend .
- des moyens de commande 3 associés, chacun, à chacun des dispositifs de liaison élastique 2, auxquels ils sont reliés par une ligne 4, - une pluralité de capteurs 5, tels que notamment des accéléromètres, disposés sur le fuselage F, et - un calculateur 6 relié, d'une part, â chacun des capteurs
La présente invention permet de minimiser, au niveau du centre de gravité de l'hélicoptère, les effets des efforts et des moments dont les axes sont dans le plan du rotor. Le confort est ainsi améliorê, aussi bien en roulis et en tangage qu'en mouvement de tamis longitudinal ou transver-sal.
Différents moyens peuvent être utilisés pour commander chaque dispositif de liaison élastique, tel que défini ci-dessus, par ledit calculateur, à savoir en jouant sur les pertes de charge dans ladite canalisation, ou sur le volume d'une chambre dudit cylindre, ou sur la pression dans ladite canalisation.
Dans le premier cas, les pertes de charge dans ladite canalisation peuvent être commandées par un ensemble formé
d'un vérin, d'un ressort et d'un piston fermant plus ou moins ladite canalisation.
Dans le deuxième cas, le volume de la chambre dudit cylindre peut être commandé par un ensemble formé d'un vérin, d'un ressort et d'un piston occupant la section transversale du cylindre.
Dans le troisième cas, la pression dans ladite canalisation peut être commandëe par un ensemble double, agencé dans la canalisation, de vérins, de ressorts et de pistons occupant la section transversale de la canalisation.
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des réfé-rences identiques désignent des éléments semblables.
'"_ 5 La figure 1 montre schématiquement un hélicoptère équipé du système selon l'invention.
La figure 2 est une vue en coupe partielle d'un dispositif de liaison élastique, prévu entre la boîte de transmission principale et le fuselage d'un hélicoptère.
Les figures 3 à 6 illustrent différentes façons de comman-der, par le calculateur, chaque dispositif de liaison élastique du système selon l'invention.
Sur la figure 1, il est représenté schématiquement un hélicoptère H comportant un système, selon l'invention, pour minimiser l'excitation dynamique au centre de gravité G du fuselage F de celui-ci. Cette excitation dynamique est engendrée par les efforts transmis entre la boîte de trans-mission principale B, portant le rotor R, et le fuselage F, reliés l'un à l'autre par des barres de suspension 1, notamment au nombre de quatre, lesquelles présentent, chacune, un dispositif de liaison élastique 2. Ce dispositif de liaison élastique 2 peut être de différents types, par exemple celui décrit dans le brevet FR-2 678 032 ou celui décrit en détail par la suite.
De façon générale, le système selon l'invention comprend .
- des moyens de commande 3 associés, chacun, à chacun des dispositifs de liaison élastique 2, auxquels ils sont reliés par une ligne 4, - une pluralité de capteurs 5, tels que notamment des accéléromètres, disposés sur le fuselage F, et - un calculateur 6 relié, d'une part, â chacun des capteurs
5 par une ligne 7 et, d'autre part, à chacun desdits moyens de commande 3 par une ligne 8, - le calculateur 6, en fonction des informations reçues des capteurs 3, fournissant des ordres aux moyens de commande 3 pour engendrer, dans les moyens de liaison élastique 2, des efforts dynamiques destinés à minimiser ladite excita-tion dynamique au centre de gravité G du fuselage F de l'hélicoptère H.
Chaque dispositif de liaison élastique 2 est comme représen-të sur la figure 2. Le dispositif de liaison élastique 2 comprend un cylindre 10, subdivisé en deux chambres 11 et 12, remplies d'huile, par un piston 13 solidaire d'une tige de piston 14, traversant le cylindre 10, entourée par des ressorts hélicoïdaux 15 s'appuyant respectivement, d'une part, sur les faces opposées du piston 13 et, d'autre part, sur les deux faces internes opposées correspondantes 10a, lOb du cylindre 10. De plus, la tige 14 est reliée à la boîte de transmission principale B (figure 1), tandis qu'une barre 16 solidaire du fond du cylindre 10 est reliée au fuselage F (figure 1). Par ailleurs, les chambres 11 et 12 du cylindre 10 sont reliées l'une à l'autre par une canali-sation 17 de faible section transversale par rapport à celle du cylindre 10.
Selon l'invention, le mouvement du liquide dans la canalisa-tion 17 est piloté, par l'intermédiaire du calculateur 6 et des moyens de commande 3 et des différentes façons décrites par la suite, pour minimiser l'excitation dynamique au centre de gravité G du fuselage F. Pour cela, il faut engendrer dans les barres de suspension 1, entre la boîte de transmission principale B et le fuselage F, des efforts de phase contraire par rapport à la phase de l'effort d'excita-tion, et de module adapté.
La commande des dispositifs de liaison ëlastique 2 (résona-teurs à inertie fluide) est ainsi déterminée par le calcula-teur 6 en temps réel à partir de la réponse de l'ensemble des capteurs 5 représentatifs de ce que l'on cherche à
minimiser (accéléromètres en cabine par exemple). Comme illustré par les figures 3 à 6, cette commande active peut ' 7 jouer sur les caractéristiques des résonateurs 2, telles que les pertes de charge dans la canalisation 17 (figure 3), le volume d'une chambre de cylindre 10 (figure 4), ou la pression dans la canalisation 17 (figures 5 et 6).
Plus particulièrement, la figure 3 montre que les pertes de charge dans la canalisation 17 peuvent être influencées, sous la commande du calculateur 6 (ligne 20a), par un ensemble formé d'un vérin 21a, d'un ressort 22a et d'un piston 23a fermant plus ou moins la canalisation 17. De même, comme montré par la figure 4, le volume du cylindre 10 peut être influencé, sous la commande du calculateur fi (ligne 20b), par un ensemble formé d'un vérin 21b, d'un ressort 22b et d'un piston 23b occupant la section transver-sale du cylindre 10.
Également, comme montré sur les figures 5 et 6, la pression dans la canalisation 17 peut être influencée, sous la commande du calculateur 6 (ligne 20c) par un ensemble double, agencê dans la canalisation 17, de vérins 21c, de ressorts 22c et de pistons 23c occupant la section transver sale de la canalisation 17.
Les paramètres masse (piston} et raideur (ressort) sont optimisés, dans chaque cas, pour correspondre à la fréquence d'excitation. Par suite, le vérin excite le système à sa fréquence propre, ce qui permet, avec de faibles niveaux d'efforts engendrés par le vérin, d'obtenir des mouvements importants de la masse. On peut aussi utiliser un vérin à
faible énergie, donc léger, du type piézoélectrique par exemple.
Chaque dispositif de liaison élastique 2 est comme représen-të sur la figure 2. Le dispositif de liaison élastique 2 comprend un cylindre 10, subdivisé en deux chambres 11 et 12, remplies d'huile, par un piston 13 solidaire d'une tige de piston 14, traversant le cylindre 10, entourée par des ressorts hélicoïdaux 15 s'appuyant respectivement, d'une part, sur les faces opposées du piston 13 et, d'autre part, sur les deux faces internes opposées correspondantes 10a, lOb du cylindre 10. De plus, la tige 14 est reliée à la boîte de transmission principale B (figure 1), tandis qu'une barre 16 solidaire du fond du cylindre 10 est reliée au fuselage F (figure 1). Par ailleurs, les chambres 11 et 12 du cylindre 10 sont reliées l'une à l'autre par une canali-sation 17 de faible section transversale par rapport à celle du cylindre 10.
Selon l'invention, le mouvement du liquide dans la canalisa-tion 17 est piloté, par l'intermédiaire du calculateur 6 et des moyens de commande 3 et des différentes façons décrites par la suite, pour minimiser l'excitation dynamique au centre de gravité G du fuselage F. Pour cela, il faut engendrer dans les barres de suspension 1, entre la boîte de transmission principale B et le fuselage F, des efforts de phase contraire par rapport à la phase de l'effort d'excita-tion, et de module adapté.
La commande des dispositifs de liaison ëlastique 2 (résona-teurs à inertie fluide) est ainsi déterminée par le calcula-teur 6 en temps réel à partir de la réponse de l'ensemble des capteurs 5 représentatifs de ce que l'on cherche à
minimiser (accéléromètres en cabine par exemple). Comme illustré par les figures 3 à 6, cette commande active peut ' 7 jouer sur les caractéristiques des résonateurs 2, telles que les pertes de charge dans la canalisation 17 (figure 3), le volume d'une chambre de cylindre 10 (figure 4), ou la pression dans la canalisation 17 (figures 5 et 6).
Plus particulièrement, la figure 3 montre que les pertes de charge dans la canalisation 17 peuvent être influencées, sous la commande du calculateur 6 (ligne 20a), par un ensemble formé d'un vérin 21a, d'un ressort 22a et d'un piston 23a fermant plus ou moins la canalisation 17. De même, comme montré par la figure 4, le volume du cylindre 10 peut être influencé, sous la commande du calculateur fi (ligne 20b), par un ensemble formé d'un vérin 21b, d'un ressort 22b et d'un piston 23b occupant la section transver-sale du cylindre 10.
Également, comme montré sur les figures 5 et 6, la pression dans la canalisation 17 peut être influencée, sous la commande du calculateur 6 (ligne 20c) par un ensemble double, agencê dans la canalisation 17, de vérins 21c, de ressorts 22c et de pistons 23c occupant la section transver sale de la canalisation 17.
Les paramètres masse (piston} et raideur (ressort) sont optimisés, dans chaque cas, pour correspondre à la fréquence d'excitation. Par suite, le vérin excite le système à sa fréquence propre, ce qui permet, avec de faibles niveaux d'efforts engendrés par le vérin, d'obtenir des mouvements importants de la masse. On peut aussi utiliser un vérin à
faible énergie, donc léger, du type piézoélectrique par exemple.
Claims
LES RÉALISATIONS DE L'INVENTION AU SUJET DESQUELLES UN DROIT EXCLUSIF DE
PROPRIÉTÉ OU
DE PRIVILEGE EST REVENDIQUÉS SONT DÉFINIES COMME SUIT:
1. Un système pour minimiser l'excitation dynamique au centre de gravité du fuselage d'un hélicoptère, cette excitation étant provoquée par les forces transmises entre la boîte de transmission principale et le fuselage, ces deux composants étant reliés ensemble par des barres de suspension ayant chacune un dispositif de liaison élastique, le système comprenant:
- des moyens de commande (3) associés, chacun, à chacun desdits dispositifs de liaison élastique (2), - une pluralité de capteurs (5), tels que notamment des accéléromètres, disposés sur ledit fuselage (f), et - un calculateur (6) relié, d'une part, à chacun desdits capteurs (5) et, d'autre part, à chacun desdits moyens de commande (3), - ledit calculateur (6), en fonction des informations reçues desdits capteurs (5), fournissant des ordres auxdits moyens de commande (3) de façon à générer, dans lesdits moyens de liaison élastique (2), des forces dynamiques destinées à minimiser ladite excitation dynamique au centre de gravité (G) du fuselage (F) de l'hélicoptère (H), caractérisé en ce que chaque dispositif de liaison élastique (2) comprend un cylindre (10), subdivisé
en deux chambres (11, 12) par un piston (13) relié par des ressorts aux deux faces internes opposées correspondantes (10a, 10b) du cylindre (10), et en ce que les chambres (11,12) du cylindre (10) sont de plus reliées l'une à l'autre par une canalisation (17) de faible section transversale par rapport à
celle du cylindre (10) et caractérisé en ce que la commande de chaque dispositif de liaison élastique (2) est déterminée par ledit calculateur (6) en jouant sur la pression dans ladite canalisation (17), et la pression dans ladite canalisation (17) est commandée par un double assemblage disposé dans la canalisation (17), formé
de vérins (21c), de ressorts (22c) et de pistons (23c) occupant la section transversale de la canalisation (17).
- des moyens de commande (3) associés, chacun, à chacun desdits dispositifs de liaison élastique (2), - une pluralité de capteurs (5), tels que notamment des accéléromètres, disposés sur ledit fuselage (f), et - un calculateur (6) relié, d'une part, à chacun desdits capteurs (5) et, d'autre part, à chacun desdits moyens de commande (3), - ledit calculateur (6), en fonction des informations reçues desdits capteurs (5), fournissant des ordres auxdits moyens de commande (3) de façon à générer, dans lesdits moyens de liaison élastique (2), des forces dynamiques destinées à minimiser ladite excitation dynamique au centre de gravité (G) du fuselage (F) de l'hélicoptère (H), caractérisé en ce que chaque dispositif de liaison élastique (2) comprend un cylindre (10), subdivisé
en deux chambres (11, 12) par un piston (13) relié par des ressorts aux deux faces internes opposées correspondantes (10a, 10b) du cylindre (10), et en ce que les chambres (11,12) du cylindre (10) sont de plus reliées l'une à l'autre par une canalisation (17) de faible section transversale par rapport à
celle du cylindre (10) et caractérisé en ce que la commande de chaque dispositif de liaison élastique (2) est déterminée par ledit calculateur (6) en jouant sur la pression dans ladite canalisation (17), et la pression dans ladite canalisation (17) est commandée par un double assemblage disposé dans la canalisation (17), formé
de vérins (21c), de ressorts (22c) et de pistons (23c) occupant la section transversale de la canalisation (17).
Applications Claiming Priority (2)
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|---|---|---|---|
| FR9502802 | 1995-03-10 | ||
| FR9502802A FR2731405B1 (fr) | 1995-03-10 | 1995-03-10 | Systeme pour minimiser l'excitation dynamique d'un helicoptere |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CA2171365A1 CA2171365A1 (fr) | 1996-09-11 |
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ID=9476927
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
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Country Status (3)
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| CA (1) | CA2171365C (fr) |
| FR (1) | FR2731405B1 (fr) |
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