FR2566862A1 - Procede et appareil pour la reduction des vibrations d'un fuselage d'helicoptere - Google Patents

Abstract

L'APPAREIL COMPREND UNE PLURALITE D'ACTIONNEURS 19 INTERCONNECTANT DES PARTIES 12, 17 DE LA STRUCTURE D'HELICOPTERE SUSCEPTIBLES D'UN MOUVEMENT RELATIF A UNE FREQUENCE D'EXCITATION, DES MOYENS 20 POUR FAIRE OSCILLER CONTINUELLEMENT LES ACTIONNEURS A UNE FREQUENCE CORRESPONDANT A LA FREQUENCE D'EXCITATION, UNE PLURALITE D'ACCELEROMETRES 21 FIXES AU FUSELAGE 12 POUR ENGENDRER DES SIGNAUX REPRESENTATIFS DES ACCELERATIONS DYNAMIQUES DU FUSELAGE, ET DES MOYENS 22 DE TRAITEMENT DE CES SIGNAUX ET D'EMISSION DE SIGNAUX DE SORTIE POUR COMMANDER LA PHASE ET L'AMPLITUDE DE FONCTIONNEMENT DES ACTIONNEURS. DANS UN MODE DE REALISATION, L'UNE DES PARTIES MOBILES RELATIVEMENT COMPREND UNE STRUCTURE DE PLATEAU 17 PORTANT LE REDUCTEUR 15 ET LES MOTEURS 16 ET FIXEE AU FUSELAGE PAR UNE FIXATION ELASTIQUE 18 ADJACENTE A CHACUN DE SES QUATRE ANGLES.

Description

Procédé et appareil pour la réduction des

vibrations d'un fuselage d'hélicoptère.

La présente invention se rapporte à un procédé et à un appareil pour la réduction ou l'élimination

des vibrations d'un fuselage d'hélicoptère.

Il existe de nombreuses sources de vibration dans un hélicoptère mais la composante la plus impor- tante, en vol avant, est celle qui est engendrée par le

rotor principal à la fréquence de passage des pales.

La fréquence de passage des pales est égale au produit du nombre de pales du rotor principal et de la vitesse de rotation du rotor, et les forces et les moments sont

transmis habituellement par le réducteur et les fixa-

tions réducteur/fuselage, pour engendrer des vibrations

du fuselage.

Si on néglige les moments locaux, chaque fixation réducteur/fuselage, qu'elle soit rigide ou flexible, transmet trois efforts tranchants orthogonaux dont chacun excite une réponse forcée du fuselage, qui est une structure dynamique très complexe. Ainsi, il

existe une pluralité de chemins de charge par l'inter-

médiaire desquels une fréquence de vibration d'excita-

tion esttransmise au fuselage. Par exemple, dans un appareil comportant quatre fixations réducteur/fuselage,

au moins douze chemins de charge interviennent.

La tendance à l'augmentation des vitesses de croisière a aggravé le problème, puisque les charges de vibration du rotor augmentent très rapidement

lorsque la vitesse de vol de l'hélicoptère croît.

De nombreux dispositifs ont été proposés pour résoudre ce problème. Ils comprennent des absorbeurs de vibration dont les plus courants sont ceux qui

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sont montés près de la source de vibration, sur la tête de rotor ellemême, comme décrit par exemple dans les brevets GB-A-1 264 637 et GB-A-1 528 057. Tous les absorbeurs de vibration et en particulier les absorbeurs de tête entraînent une certaine surcharge de poids et les derniers provoquent également une traînée aérodynamique plus grande. De tels absorbeurs passifs peuvent au mieux être considérés seulement

comme des palliatifs et ils ont peu de chance d'abais-

ser suffisamment le niveau global de vibration du fuselage pour répondre aux exigences toujours plus

sévères des utilisateurs.

On a utilisé avec un succès limité des systèmes d'isolation de fuselage basés sur des principes compliqués d'anti-résonance, comme décrit par exemple dans les documents GB-A-2 004 976, GB-A 2 043 574, EP-A-006 088 et EP-A-034 092. De tels systèmes sont habituellement montés à l'interface réducteur/fuselage et, étant des systèmes passifs, ils engendrent des charges qui sont liées seulement aux déplacements aux points de fixation. Cela signifie bien entendu que tout chemin non isolé, par exemple parmi les douze chemins indiqués plus haut, reliant le rotor au fuselage, peut gravement nuire au résultat obtenu. Les systèmes à simple fixation sou ple ne présentent pas cet inconvénient mais, par contre, il est très difficile d'obtenir une atténuation suffisante sans utiliser des ressorts d'une souplesse inacceptable. Un autre inconvénient des systèmes à anti-résonance est l'effet nuisible sur l'atténuation de vibration résultante des

variations de la vitesse du rotor.

Le brevet GB-A-1 182 339 décrit un système actif de réduction des vibrations, comprenant un accéléromètre pour mesurer la vibration à un endroit

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choisi sur le fuselage, des moyens électroniques pour

transformer ce signal en variations de la pression hydrau-

lique et des moyens de transmission de ces signaux à un vérin à double effet agissant entre un support de rotor et le fuselage pour produire des impulsions s'opposant à la vibration mesurée. Cette spécification décrit seulement le cas de la réduction d'une vibration mesurée à un seul emplacement choisi dans le fuselage et ne tient pas compte de la vibration aux autres endroits. En outre, le procédé et le dispositif décrits utilisent une amplification et un calage de phase fixes des signaux électriques pour engendrer les commandes de vérin, de sorte que le système tient compte seulement de caractéristiques dynamiques fixes du

fuselage et de caractéristiques fixes d'action du rotor.

De nombreux facteurs, notamment le type de chargement transporté ou la charge variable de combustible, peuvent modifier sensiblement les caractéristiques dynamiques

d'un fuselage d'hélicoptère, ce qui réduit donc beau-

coup l'efficacité de ce système proposé, puisqu'il ne

peut pas assurer, en raison de ces perturbations exté-

rieures, que les forces engendrées par le vérin corres-

pondent effectivement à la force commandée due au

signal venant de l'accéléromètre.

La présente invention a pour objet un procédé de réduction des vibrations d'un fuselage d'hélicoptère, caractérisé en ce qu'il consiste à raccorder une pluralité d'actionneurs entre des parties de la structure d'hélicoptère susceptibles d'un mouvement relatif à une fréquence d'excitation, à

faire osciller continuellement la pluralité d'action-

neurs à une fréquence correspondant sensiblement à la

fréquence d'excitation, à engendrer des signaux repré-

sentatifs des accélérations dynamiques à une pluralité d'endroits sur le fuselage et à envoyer ces signaux à des moyens de traitement à bord, prévus pour émettre des signaux de sortie pour la commande de la phase et de l'amplitude de fonctionnement des actionneurs, de manière à réduire le niveau global de vibration du fuselage. L'invention a également pour objet un appareil pour réduire les vibrations d'un fuselage d'hélicoptère, induites par le rotor, caractérisé en ce qu'il comprend une pluralité d'actionneurs reliant des parties de la structure d'hélicoptère susceptibles d'un mouvement relatif à une fréquence d'excitation, une source d'énergie capable de faire osciller continuellement les actionneurs à une fréquence correspondant sensiblement à la fréquence d'excitation, une pluralité d'accéléromètres fixés au fuselage pour engendrer des signaux représentatifs des accélérations dynamiques du fuselage, et des moyens de traitement

de ces signaux et d'émission de signaux de sortie pour.

commander la phase et l'amplitude de fonctionnement

des actionneurs.

Suivant encore un autre aspect de l'invention, un hélicoptère comportant un rotor principal de sustentation relié à un fuselage est caractérisé en ce qu'il comporte une pluralité d'actionneurs raccordés entre des parties de la structure susceptibles d'un

mouvement relatif à une fréquence correspondant sensi-

blement à une fréquence d'excitation des vibrations du fuselage, une source d'nergie pour faire osciller

continuellement les actionneurs à une fréquence corres-

pondant sensiblement à une frquence d'excitation, une pluralité d'accéléromètres fixés au fuselage pour engendrer des signaux représentatifs des accélérations dynamiques du fuselage, et des moyens de traitement embarqués pour le traitement de ces signaux et l'émission

de signaux de sortie pour commander la phase et l'ampli-

tude des oscillations de la pluralité d'actionneurs.

Dans la forme la plus simple de l'invention,

la fréquence d'excitation peut être une fréquence domi-

nante prédéterminée, par exemple la fréquence de passage du rotor. Toutefois, dans une autre forme, la fréquence d'excitation peut avoir une valeur instantanée 1-0 dans une plage prédéterminée de fréquences d'excitation et l'expression "fréquence d'excitation" utilisée ici

doit être comprise en conséquence.

Avantageusement, l'une desdites parties mobiles relativement comprend une structure de plateau, supportant le réducteur à engrenages et. les moteurs, qui est fixée au fuselage par une jonction élastique près de chacun de ses quatre angles. La jonction élastique peut comprendre des éléments en élastomère, et avantageusement, un actionneur peut être placé près,

de chaque élément.

- Ainsi, la présente invention procure un système actif qui ne cherche pas à isoler le fuselage des forces induites par le rotor, mais applique au contraire des forces supplémentaires au fuselage, de sorte que la réponse forcée engendrée annule autant que possible la

réponse aux forces induites par le rotor. Contraire-

ment au système connu décrit dans le brevet GB-A-1 182 339, la présente invention utilise une

pluralité d'actionneurs dont chacun est capable d'engen-

drer des forces à une fréquence d'excitation, par exemple la fréquence de passage de pale, applique la force au fuselage et comporte des moyens de traitement à bord pour calculer, à partir de signaux venant

d'une pluralité (par exemple dix ou douze) d'accéléro-

mètres, des signaux de sortie pour commander la phase et la grandeur des forces engendrées par les actionneurs, de façon à réduire simultanément la vibration à la pluralité de positions des accéléromètres dans le fuselage. En outre,le présent système possède une capacité d'adaptation en ce qu'il détermine ses propres caractéristiques d'amplification et de déphasage pour compenser automatiquement les variations des

caractéristiques dynamiques du fuselage et les varia-

tions d'action du rotor.

Par conséquent, contrairement au système suivant l'art antérieur, qui est seulement efficace à un endroit choisi et qui est capable de réduire les vibrations, à cet endroit, seulement s'il existe un ensemble très étroitement défini de conditions préalables, la présente invention réduit les vibrations' à une pluralité d'endroits simultanément et compense automatiquement les variations des conditions de

fonctionnement. Ce résultat est obtenu par incorpora-

tion d'une pluralité d'actionneurs qui introduisent chacun une force à une fréquence d'excitation, par exemple la fréquence de passage du rotor, et par variation de la phase et de l'amplitude des signaux de commande d'oscillation forcée conformément aux

entrées mesurées à la pluralité d'accéléromètres.

Les forces de commande exercées par les actionneurs peuvent être appliquées en un point quelconque et dans une direction quelconque mais elles doivent s'exercer entre des parties de la structure d'hélicoptère susceptibles d'un mouvement

relatif à la fréquence d'excitation.

Dans un mode de réalisation, les actionneurs sont montés entre le fuselage et le réducteur, en parallèle avec les fixations élastiques existantes, de sorte que le réducteur lui-même constitue une masse capable de créer une réaction à la force appli- quée par les actionneurs. La rigidité du système de fixation n'est pas impérative, de sorte que les problèmes de flexion statiques sont évités, mais elle

doit être suffisamment faible pour permettre un mouve-

ment relatif entre les parties, par exemple la masse

constituée par le système de transmission et le fuse-

lage, à une fréquence correspondant à la fréquence d'excitation. On décrit maintenant l'invention, à titre d'exemple seulement et avec référence au dessin annexé qui est une vue de côté partielle d'un hélicoptère

équipé d'un appareil de réduction des vibrations confor-

me à un mode de réalisation de l'invention.

Un hélicoptère, globalement désigné par le

repère 10, comporte un rotor principal 11 de sustenta-

tion qui supporte un fuselage 12 à poutre de queue

13 dirigée vers l'arrière et portant un rotor anti-

couple 14.

Le rotor de sustentation ll est entraîné, par l'intermédiaire d'un réducteur à engrenages 15, par un ou plusieurs moteurs 16, le réducteur 15 et le ou les moteurs étant supportés sur une structure à plateau 17. Le plateau est attaché au fuselage par quatre jonctions élastiques comprenant chacune un

dispositif 18 en élastomère (représenté schématique-

ment) par l'intermédiaire duquel les forces agissantes sont transmises du rotor de sustentation ll au fuselage 12.

Ainsi, le fuselage 12 et le plateau 17 consti-

tuent des parties respectives de la structure générale qui sont susceptibles d'un mouvement relatif à une fréquence correspondant sensiblement à une fréquence d'excitation de vibration. Un actionneur électrohydraulique 19, disposé verticalement, est fixé entre le fuselage 12 et le plateau 17, près de chacun des quatre éléments 18 en

élastomère, et il est capable pendant le fonctionne-

ment d'appliquer au fuselage 12 une force verticale à laquelle s'oppose une force de réaction égale sur le

plateau 17.

Une source 20 de fluide hydraulique sous pression est raccordée à chacun des quatre actionneurs

19.

Douze accéléromètres 21, dont quatre seulement sont représentés, sont fixés à divers endroits du plancher du poste de pilotage et de la cabine du

fuselage 12, dix de ces appareils mesurant la vibra-

tion verticale, un appareil mesurant la vibration

latérale et au autre la vibration longitudinale.

Les accéléromètres 21 sont reliés activement à une calculatrice 22 qui est elle-même reliée à

chacun des quatre actionneurs 19.

En fonctionnement, des forces de vibration sont produites par le rotor principal de sustentation 11, par exemple du fait du flux d'air asymétrique en vol avant. Puisqu'un fuselage d'hélicoptère est dynamiquement complexe, avec de nombreux modes de vibration, les forces de vibration ou d'oscillation appliquées au fuselage 12 engendrent des réponses forcées dans tous les modes. Ces forces et les moments correspondants sont principalement à la fréquence de passage de pale et à ses harmoniques, la fréquence de passage de pale étant le produit de la vitesse de

rotation du rotor et du nombre de pales.

Par exemple, dans l'hélicoptère à quatre pales décrit en particulier, la fréquence de passage de

pale est de l'ordre de 21 hz.

Dans le mode de réalisation illustré, la fréquence d'excitation de vibration est transmise par les éléments élastiques 18 en élastomère au fuselage

12, sous la forme de trois efforts tranchants ortho-

gonaux, à chacune des quatre fixations. En outre, un

petit couple est transmis par chaque fixation, égale-

ment dans trois directions orthogonales.

On fait osciller continuellement les quatre actionneurs électrohydrauliques 19, à une fréquence d'excitation prédéterminée, pour appliquer un ensemble de forces réglables qui engendrent des réponses du fuselage 12 d'une manière semblable aux réponses aux forces et moments du rotor. Puisqu'une force doit trouver une réaction contre une masse, il est commode, dans le mode de réalisation illustré, d'utiliser le plateau 17 et les composants assemblés, comme

masse d'inertie, et de monter les actionneurs électro-

hydrauliques 19 de manière à produire la force régla-

ble nécessaire entre le fuselage 12 et le plateau 17.

Dans le mode de réalisation décrit, on choisit la fréquence d'oscillation des actionneurs à une valeur sensiblement égale à la fréquence de passage de pale, par exemple 21 Hz, ce qui réduit considérablement les niveaux de vibration, aux endroits respectifs dans le fuselage, qui résultent de cette fréquence d'excitation particulière. Dans un autre mode de réalisation, des forces variables dans le temps sont engendrées par les actionneurs et elles comprennent une combinaison quelconque de fréquences d'excitation dans une plage prédéterminée, définie par la valeur instantanée de l'accélération dans le temps, de sorte que les niveaux de vibration résultants d'une fréquence d'excitation dans la plage de fréquences sont fortement réduits. Une caractéristique importante de la présente invention est que les accélérations correspondant aux

niveaux effectifs de vibration, à chacun des emplace-

ments choisis respectifs des accéléromètres 21 dans

le fuselage 12, sont transformées en signaux électri-

ques qui sont transmis à la calculatrice 22. La calculatrice 22 est programmée pour traiter les signaux venant des accéléromètres 21 et pour fournir des signaux de sortie appropriés pour le réglage de la s15 phase et de l'amplitude de fonctionnement des quatre

actionneurs électro-hydrauliques 19.

Ainsi, le procédé et l'appareil suivant la présente invention imposent des variations de la phase et de l'amplitude des oscillations à la fréquence

d'excitation des quatre actionneurs électro-hydrauli-

ques 19, de manière à annuler simultanément ou réduire

sensiblement le niveau de vibration à chacun des empla-

cements respectifs des accéléromètres 21, ce qui appor-

te une amélioration sensible du niveau global de vibra-

tion d'un fuselage d'hélicoptère.

L'invention traite la vibration "telle que mesurée" sur le fuselage et engendre des forces en réponse aux vibrations mesurées et non en réponse

aux fréquences d'excitation qui peuvent ou non engen-

drer des réponses, et elle diffère des dispositifs passifs qui nécessitent une masse parasite pour leur fonctionnement et peuvent seulement produire des forces

en réponse à leur propre mouvement.

En outre, l'invention est capable d'annuler la vibration créée par d'autres mécanismes, par exemple les harmoniques supérieures de la fréquence de passage de pale et les fluctuations de pression sur une grande surface de queue, ce qui ne peut pas être effectué par les systèmes d'isolation usuels. La calculatrice exerce une commande optimale qui permet de limiter un nombre de mesures de vibration plus grand que le

nombre de degrés de commande de liberté disponibles.

Les mesures de vibration peuvent être pondé-

rées en importance relative, de façon appropriée.

La calculatrice demande automatiquement une fréquence d'oscillation liée à la vitesse de rotation du rotor, de sorte que les variations de vitesse du rotor peuvent être acceptées et compensées par la présente invention, ce qui n'est pas possible avec des dispositifs d'isolation passifs du type masse/ ressort. Il faut également noter que l'invention permet de réduire la vibration d'une masse non commandée et cela peut être particulièrement avantageux dans le mode de réalisation décrit, dans lequel la masse est constituée par l'ensemble réducteur/moteur monté élastiquement. Une autre caractéristique importante, en particulier du point de vue navigabilité, est que les actionneurs électro-hydrauliques ne sont pas placés dans le chemin de charge principale et n'ont donc pas à tenir compte des charges de vol qui, dans le mode de réalisation décrit, sont portées par les dispositifs élastiques en élastomère qui procurent également

la flexibilité de la masse, essentielle dans l'inven-

tion. Bien qu'un mode de réalisation de l'invention ait été décrit et illustré, il est entendu que de nombreuses modifications peuvent y être apportées, sans sortir du cadre de l'invention définie par les

revendications annexées. Par exemple, bien que dans

le mode de réalisation décrit, le réducteur et le moteur montés élastiquement constituent une masse montée élastiquement qui convient pour engendrer une réaction aux forces commandées exercées par les actionneurs électro-hydrauliques, l'invention n'est pas limitée à une telle configuration et d'autres parties de la structure, susceptibles d'un mouvement relatif

à une fréquence correspondant à la fréquence d'excita-

tion de vibration et d'une réaction aux forces des

actionneurs, peuvent être utilisées. En outre, l'inven-

tion ne nécessite pas une masse parasite. L'invention est donc également applicable à un hélicoptère dans

lequel le-réducteur à engrenages, etc..., est rigide-

ment fixé au fuselage.

On peut modifier le nombre d'actionneurs et ils peuvent être orientés dans toute direction désirée ou avantageuse. De même, on peut modifier le nombre d'accéléromètres, bien que de préférence ce nombre

ne soit pas inférieur au nombre d'actionneurs.

Dans un mode de réalisationsemblable à celui qui est décrit plus haut, dans lequel les actionneurs électro-hydrauliques sont situés près

des dispositifs élastiques, on peut envisager d'inté-

grer en un ensemble unique le dispositif élastique en élastomère et l'actionneur électro-hydraulique

respectif.

Claims (11)

REVENDICATIONS

1. Procédé de réduction des vibrations d'un

fuselage d'hélicoptère, caractérisé en ce qu'il consis-

te à raccorder une pluralité d'actionneurs (19)-entre des parties (12 -17) de la structure d'hélicoptère susceptibles d'un mouvement relatif à une fréquence d'excitation, à faire osciller continuellement la pluralité d'actionneurs à une fréquence correspondant sensiblement à la fréquence d'excitation, à engendrer des signaux représentatifs des accélérations dynamiques à une pluralité d'endroits sur le fuselage et à envoyer ces signaux à des moyens de traitement à bord (22) capables de fournir des signaux de sortie pour commander la phase et l'amplitude des actionneurs oscillants, de façon à réduire le niveau global de vibration du

fuselage.

2. Appareil pour la réduction des vibrations d'un fuselage d'hélicoptère, induites par le rotor,

caractérisé en ce qu'il comprend une pluralité d'action-

neurs (19) reliant des parties (12, 17) de la structure d'hélicoptère susceptibles d'un mouvement relatif à une fréquence d'excitation, une source d'énergie (20) permettant de faire osciller continuellement les actionneurs à une fréquence correspondant sensiblement

à la fréquence d'excitation, une pluralité d'accéléro-

mètres (21) fixés au fuselage (12) pour engendrer des signaux représentatifs des accélérations dynamiques du fuselage, et des moyens de traitement (22) de ces

signaux et d'émission de signaux de sortie pour comman-

der la phase et l'amplitude de fonctionnement des

actionneurs.

3. Hélicoptère (10) comportant un rotor principal de sustentation (11) qui supporte un fuselage (12), caractérisé en ce qu'il comprend une pluralité d'actionneurs (19) raccordés entre des parties (12, 17) de la structure susceptibles d'un mouvement relatif à une fréquence correspondant séi'siblement.:à une fré- quence d'excitation de vibration du fuselage, une

source d'énergie (20) qui fait osciller continuelle-

ment les actionneurs à une fréquence correspondant sensiblement à la fréquence d'excitation, une pluralité d'accéléromètres (21) fixés au fuselage (12) à des

endroits choisis pour engendrer des signaux représen-

tatifs des accélérations dynamiques du fuselage, et des moyens de traitement à bord (22) pour traiter ces signaux et émettre des signaux de sortie pour commander la phase et l'amplitude des oscillations de

la pluralité d'actionneurs.

4. Hélicoptère suivant la revendication 3,

caractérisé en ce que la fréquence d'excitation corres-

pond sensiblement à la fréquence de passage de pale

du rotor 11.

5. Hélicoptère suivant la revendication 3, caractérisé en ce que la fréquence d'excitation comprend une valeur instantanée d'une plage prédéterminée de

fréquence d'excitation.

6. Hélicoptère suivant l'une des revendications

3 à 5, caractérisé en ce que l'une desdites parties mobiles relativement comprend une structure de plateau (17), portant le réducteur (15) et les moteurs (16) et fixée au fuselage (12) par une pluralité de fixations

élastiques (18).

7. Hélicoptère suivant la revendication 6, caractérisé en ce que chaque fixation élastique (18)

comprend un élément en élastomère.

8. Hélicoptère suivant l'une des revendications

3 à 7, caractérisé en ce que chaque actionneur (19)

comprend un actionneur électro-hydraulique.

9. Hélicoptère suivant la revendication 6, caractérisé en ce que les fixations élastiques (18)

et les actionneurs (19) sont de même nombre.

10. Hélicoptère suivant la revendication 9, caractérisé en ce que chaque fixation élastique et

chaque actionneur sont intégrés- en un ensemble unique.

11. Hélicoptère suivant l'une des revendica-

tions 3 à 10, caractérisé en ce que le nombre d'accé-

léromètres (21) n'est pas inférieur au nombre

d'actionneurs (19).