FR2692043A1

FR2692043A1 - Procédé et appareil permettant de soumettre la structure d'un aérodyne à moteur à un essai de secousses en vol.

Info

Publication number: FR2692043A1
Application number: FR9306524A
Authority: FR
Inventors: Staple Alan Edward; Wells Daniel Murray; Jordan Andrew Leslie
Original assignee: Westland Helicopters Ltd
Current assignee: AgustaWestland Ltd
Priority date: 1992-06-03
Filing date: 1993-06-01
Publication date: 1993-12-10
Anticipated expiration: 2013-06-01
Also published as: GB9211719D0; DE4318016A1; ITRM930360A1; JPH0643066A; DE4318016B4; IT1261692B; FR2692043B1; ITRM930360A0; US5390543A; JP3313821B2

Abstract

Le procédé est caractérisé par les opérations consistant à monter un actionneur générateur de force en des points, ou entre des points, situés sur la structure et susceptibles d'un déplacement relatif à une fréquence d'excitation, à faire fonctionner l'actionneur de façon à introduire dans la structure une chargepréfixée, l'introduction étant effectuée à une fréquence préfixée, et à mesurer la réponse de la structure à cette introduction. L'appareil comprend un actionneur générateur de force 22 monté en des points, ou entre des points, situés sur la structure 12 et susceptibles d'un déplacement relatif à une fréquence d'excitation, des moyens de commande 25-23, permettant de faire fonctionner l'actionneur 22 en vue d'introduire dans la structure 12 des forces préfixées d'excitation d'essai de secousses, et des moyens 29-30 permettant de mesurer la réponse de la structure 12.

Description

Procédé et appareil permettant de soumettre le fuselage d'un aérodyne à

moteur à un essai de secousses en vol La présente invention concerne un procédé et un appareil permettant de soumettre le fuselage d'un aérodyne à moteur à un essai de secousses en vol.

Dans le développement des essais concernant à la fois les aérodynes à mo-

teur à voilure fixe et les hélicoptères, il est d'une pratique courante d'utiliser une technique d'essai de secousses pour relever les caractéristiques de réponse dy- namique du fuselage à des fréquences produisant des vibrations, dans le but de pouvoir intervenir par des modifications appropriées en vue d'avoir l'assurance

que ces caractéristiques de réponse soient maintenues dans des limites accep-

tables.

L'essai de secousses en vol est une procédure connue d'essai permettant

de matérialiser l'oscillation de la structure sur un aérodyne à moteur à voilure fixe.

On peut mettre en oeuvre de telles procédures en utilisant des dispositifs à inertie "boulonnés" qui sont à entraînement soit électrique, soit hydraulique et certains

exemples de tels dispositifs et procédures sont décrits dans les documents US-A-

3 074 385, US-A-3 552 192, US-A-4 470 121 et US-A-4 809 553.

Traditionnellement, on soumet le fuselage d'un hélicoptère à un essai de se-

cousses lorsque l'hélicoptère est au sol et, dans certains cas, lorsqu'il est sus-

pendu à un support supérieur auquel la tête de rotor est fixée de façon à simuler un

véhicule en vol Dans le cas d'un tel procédé et d'un tel appareil permettant de réa-

liser un essai de ce type, on fixe des vibreurs extérieurs, on applique de manière

forcée des vibrations comportant des excitations aléatoires ou sinusoïdales de ba-

layage et on mesure les caractéristiques de réponse dans toute la structure de

l'hélicoptère Les raisons qu'il y a d'utiliser ce procédé sont principalement éco-

nomiques, bien que l'accessibilité offerte par le fuselage pour modifier les empla-

cements des vibreurs et des moyens de mesure constitue un autre paramètre à

prendre en considération.

Les inconvénients d'un tel système au sol sont principalement liés à des

défauts de linéarité dans le fuselage qui produisent des caractéristiques dyna-

miques qui varient avec les vibrations appliquées de manière forcée et ils ont par

eux-mêmes exigé des recherches poussées Par ailleurs, dans un hélicoptère opé-

rationnel, des charges très élevées sont induites dans le fuselage par l'équilibre de

couple du rotor principal et ne peuvent pas être simulées dans un essai au sol.

D'une manière analogue, il n'est pas possible de simuler des distributions d'efforts

fonctionnels importants correspondant à la fixation du variateur de pas Ces para-

mètres à prendre en considération signifient que n'est pas satisfait le désir qui existe d'améliorer les caractéristiques fonctionnelles des hélicoptères au moyen

d'études analytiques approfondies des caractéristiques dynamiques du fuselage.

C'est pourquoi la présente invention a pour but de fournir un procédé et un appareil, permettant de soumettre le fuselage d'un aérodyne à moteur à un essai de secousses, qui remédient à ces inconvénients Un autre but est d'atteindre le premier but cité en fournissant un procédé et un appareil permettant de soumettre le fuselage d'un aérodyne à moteur à un essai de secousses en vol. A cet effet, suivant un premier aspect, la présente invention a pour objet un procédé permettant de soumettre la structure d'un aérodyne à moteur à un essai de secousses en vol, comprenant les opérations consistant à monter un actionneur générateur de force en des points, ou entre des points, situés sur la structure et

1 o susceptibles d'un déplacement relatif à une fréquence d'excitation, à faire fonction-

ner l'actionneur de façon à introduire dans la structure une charge préfixée, l'introduction étant effectuée à une fréquence préfixée, et à mesurer la réponse de

la structure à cette introduction.

Suivant un autre aspect, la présente invention a pour objet un procédé per-

is mettant de soumettre la structure d'un aérodyne à moteur à un essai de secousses

en vol, comportant un système actif de commande de vibrations comprenant plu-

sieurs actionneurs générateurs de force montés en des points, ou entre des points, situés sur la structure et susceptibles d'un déplacement relatif à des fréquences d'excitation de façon à introduire dans la structure des charges de commande créées d'une manière forcée, en vue de réduire les vibrations de la structure, le procédé comprenant les opérations consistant à isoler au moins un premier des

actionneurs du système de commande de vibrations, à faire fonctionner cet action-

neur indépendamment du système de commande de vibrations, de manière à in-

troduire dans la structure une charge préfixée, l'introduction étant effectuée à une fréquence préfixée, à détecter la réponse de la structure à cette introduction et à

enregistrer cette réponse.

De préférence, le procédé comprend l'opération supplémentaire consistant à continuer de faire fonctionner le système actif de commande de vibrations par l'intermédiaire des actionneurs restants, de façon à réduire les vibrations de bruit

de fond de la structure et à permettre l'obtention d'un rapport élevé du signal de ré-

ponse au signal vibratoire de bruit de fond.

Suivant encore un autre aspect, la présente invention a pour objet un appa-

reil permettant de soumettre la structure d'un aérodyne à moteur à un essai de se-

cousses en vol, comprenant un actionneur générateur de force monté en des points, ou entre des points, situés sur la structure et susceptibles d'un déplacement relatif à une fréquence d'excitation, des moyens de commande, permettant de faire fonctionner l'actionneur en vue d'introduire dans la structure des forces préfixées

d'excitation d'essai de secousses, et des moyens permettant de mesurer la ré-

ponse de la structure.

Suivant encore un autre aspect, la présente invention a pour objet un appa-

cousses en vol, comportant un système actif de commande de vibrations compre-

nant plusieurs actionneurs générateurs de force montés en des points, ou entre des points, situés sur la structure et susceptibles d'un déplacement relatif de façon

à introduire dans la structure des charges de commande créées d'une manière for-

cée, en vue de réduire les vibrations de la structure, caractérisé par des moyens de

commande, permettant d'isoler au moins un premier actionneur vis-à-vis du sys-

tème de commande de vibrations et de faire fonctionner cet actionneur de façon à introduire dans la structure des forces préfixées d'excitation d'essai de secousses en vue de soumettre la structure à un essai de secousses, des moyens permettant de détecter la réponse de la structure auxdites forces d'excitation et des moyens

permettant d'enregistrer la réponse de la structure.

Les moyens de commande peuvent comprendre un dispositif contenant des

signaux préfixés d'essai, et une unité électronique de commande d'actionneur ser-

vant à recevoir les signaux d'essai, à convertir ces signaux d'essai en signaux de commande d'actionneur et à envoyer ces signaux de commande audit actionneur isolé. Le dispositif peut comprendre un magnétophone à cassette contenant une

bande audio pré-enregistrée portant lesdits signaux préfixés d'essai.

Les signaux d'essai peuvent être de n'importe quelle forme convenable et

peuvent être des signaux sinusoïdaux à balayage.

Les moyens de détection peuvent comprendre plusieurs accéléromètres disposés en des emplacements préfixés sur la structure et les moyens d'enregistrement peuvent comprendre au moins un enregistreur de vibrations qui

est relié, par l'intermédiaire des accéléromètres, à la sortie de signaux enregistrés.

D'une manière avantageuse, l'unité électronique de commande d'actionneur

peut être agencée de façon à mettre en service/hors service d'une manière sélec-

tive ledit actionneur et à envoyer un signal de référence de force d'actionneur aux

moyens d'enregistrement.

Suivant une forme de réalisation de l'invention, la structure peut être consti-

tuée par le fuselage d'un hélicoptère et l'actionneur peut être disposé dans une

jambe de force reliant entre eux un variateur de pas et le fuselage.

L'une desdites parties de la structure peut comprendre une masse sismique.

L'invention va être décrite uniquement à titre d'exemple et en regard des dessins annexés sur lesquels: la figure 1 est un agencement schématique d'un mode de réalisation de l'invention mis en place sur un hélicoptère et la figure 2 est un graphe illustrant une particularité fonctionnelle du mode de

réalisation de la figure 1.

Lors de la conception de la mise au point d'un nouvel hélicoptère, la de-

manderesse a décidé d'essayer d'introduire une étude beaucoup plus approfondie des caractéristiques dynamiques du fuselage que cela n'a été possible jusqu'à présent au moyen de techniques traditionnelles d'essai de secousses au sol Il a été affirmé que cette façon de procéder améliorerait le diagnostic concernant d'éventuelles caractéristiques vibratoires localisées gênantes qui pourraient être

mises en évidence au cours de la mise au point et permettrait que les caractéris-

tiques d'ensemble de l'hélicoptère soient relevées et améliorées.

Il est rapidement devenu évident qu'une certaine forme d'essai de se-

cousses en vol était la seule réponse qui pourrait permettre un relevé modal de la structure de l'hélicoptère placée dans son milieu environnant de fonctionnement, chargée d'une manière correcte et présentant les valeurs dynamiques correctes du

rotor, constituant une représentation exacte.

Ainsi que cela a précédemment été indiqué, on connaissait l'essai de se-

cousses en vol comme étant une procédure d'essai requise pour matérialiser l'os-

cillation de la structure sur un aérodyne à moteur à voilure fixe et on a procédé sur l'hélicoptère à certains essais de secousses en vol en utilisant un dispositif d'excitation à inertie ("vibreur") analogue à celui utilisé pour un aérodyne à moteur à voilure fixe Toutefois, les caractéristiques de réponse induites par le vibreur

étaient couvertes par les réponses élevées induites par le rotor qui se manifes-

taient dans le fuselage de l'hélicoptère soumis à l'essai et on a par conséquent

rencontré des difficultés importantes pour relever les réponses induites par le vi-

breur, en vue d'une analyse ultérieure.

On a équipé l'hélicoptère considéré d'un système actif de réduction de vi-

brations, appelé Commande Active de Réponse Structurelle (abréviation en an-

glais: ACSR), dans la mise au point duquel la demanderesse a été une pionnière.

L'ACSR est décrit dans le document GB-A-2 160 840 et comprend, succinctement,

plusieurs actionneurs générateurs de force qui sont branchés en des emplace-

ments ou d'un emplacement à un autre, entre des points d'une structure qui sont susceptibles d'un déplacement relatif à des fréquences dominantes de vibration émises d'une manière forcée Un certain nombre de capteurs mesurent la réponse

vibratoire en des emplacements-clés qui sont situés sur le fuselage et o les vibra-

tions doivent être réduites, les signaux obtenus étant envoyés à un ordina-

teur/régulateur adaptatif qui envoie des signaux optimaux aux actionneurs en vue de produire des forces ayant des caractéristiques complexes de phase et d'amplitude aux emplacements des capteurs situés dans le fuselage, de façon à réduire les vibrations en ces emplacements Les actionneurs sont alimentés en énergie par des sources de fluide, de préférence des sources hydrauliques, qui

sont pulsées.

L'emplacement des actionneurs est critique pour l'obtention d'une maîtrise efficace des vibrations et ils sont de préférence disposés sur des trajets de charge

suivant lesquels les vibrations produites par la source de vibrations sont trans-

mises A cet effet, dans l'hélicoptère en cours de mise au point, les actionneurs gé- nérateurs de force sont mis en place dans chacun des quatre ensembles extérieurs de jambe de force de forme coudée qui relient le variateur de pas et le fuselage, ces ensembles de jambe de force ayant tous la double fonction de transmettre les efforts principaux de montée et de manoeuvre, tout en permettant aux actionneurs

d'introduire dans le fuselage les efforts voulus de commande appliqués d'un ma-

nière forcée, en vue de réduire les vibrations.

Les variantes appropriées de réalisation d'un ensemble de jambe de force convenant à cet effet sont décrites dans les demandes de brevet européen n O 92301 331 2 (EP-A-0 501 658) et 92 309 938 6 (EP-A-0 542 453) également

en cours de procédure.

Si on se reporte à la figure 1, un hélicoptère, désigné dans son ensemble

par le repère 11, comprend un fuselage 12 portant un variateur de pas 13 qui en-

traîne un rotor principal de sustentation 14 autour d'un axe pratiquement vertical Le variateur de pas 13 est porté par le fuselage 12 au moyen d'au moins quatre

ensembles de jambe de force 16 qui sont fixés entre le variateur de pas 13 et le fu-

selage 14 et dont seulement deux sont représentés Le variateur de pas 13 est en-

traîné par au moins un moteur 17 par l'intermédiaire d'un arbre 18.

Chacun des ensembles de jambe de force 16 constitue un trajet principal d'effort servant à transmettre des efforts principaux de vol et de manoeuvre, créés

par le rotor 14, du variateur de pas 13 au fuselage 12.

L'hélicoptère 11 comprend un système actif de commande de vibrations tel

que décrit dans le susdit document GB-A-2 160 840 Ce système comprend princi-

palement plusieurs capteurs de vibrations 19, par exemple des accéléromètres, disposés en des emplacements stratégiques dans tout le fuselage 12 et reliés à une unité de commande adaptative par ordinateur 20 qui envoie des signaux 21 à un actionneur électro- hydraulique à déploiement axial 22 qui est disposé, de façon

à en faire partie, dans chacun des ensembles de jambe de force 16, de façon à in-

troduire des charges, créées d'une manière forcée, dans le fuselage 12, ainsi que

cela est décrit dans le document GB-A-2 160 840.

En examinant les conditions requises pour soumettre le fuselage d'un héli-

coptère à un essai de secousses en vol, les inventeurs ont pris conscience du fait qu'une excitation devrait de préférence être produite au moyen d'un mécanisme à action forcée disposé à l'intérieur de la structure de l'hélicoptère et que l'emplacement des actionneurs ACSR et la fonction qu'ils sont censés remplir, à savoir l'introduction de forces dans le fuselage, pourraient convenir pour

l'introduction de forces d'excitation aux fins d'un essai de secousses.

Les problèmes susceptibles d'être rencontrés en ce qui concerne un tel système mis en place dans un hélicoptère concernaient l'analyse des données et en particulier, à la lumière de la susdite expérience effectuée en utilisant un vibreur

classique, le fait de prévoir une force suffisante pour obtenir des réponses structu-

relles excédant les niveaux des vibrations de bruit de fond et le fait de relever la ré-

ponse à une excitation dans un signal de vibrations dominé par des fréquences

principales à action forcée dues au rotor D'autres examens ont montré que les ac-

tionneurs de force du système ACSR particulier étaient capables de fonctionner

dans un intervalle requis de fréquences, compris entre 5 Hz et 30 Hz, et étaient ca-

pables d'introduire dans le fuselage une force pouvant atteindre 30 k N Ces constatations ont indiqué aux inventeurs, en premier lieu, que les actionneurs ACSR constitueraient des moyens appropriés pour appliquer des forces

d'excitation d'essai de secousses en vol directement dans le fuselage et, en se-

cond lieu, que le niveau de la force de sortie des actionneurs conviendrait pour produire la réponse importante du fuselage à l'excitation qui est requise et ces constatations les ont encouragés à concevoir et mettre au point le procédé et

l'appareil d'essai de secousses en vol conforme à la présente invention.

Ainsi, dans un mode de réalisation isolé le plus large, convenant particuliè-

rement pour des applications dans lesquelles les niveaux de vibrations de bruit de fond sont suffisamment faibles pour ne pas masquer les réponses à l'excitation, la présente invention fournit un procédé et un appareil, permettant de soumettre une structure d'aérodyne à moteur à un essai de secousses en vol, pour lesquels on

branche un actionneur générateur de force en des points, ou entre des points, si-

tués sur la structure et susceptibles d'un déplacement relatif à une fréquence d'excitation, on fait fonctionner l'actionneur de façon à introduire dans la structure une charge préfixée, cette introduction se faisant à une fréquence préfixée, et on

mesure la réponse de la structure.

Dans le système ACSR du mode de réalisation décrit, les différents action-

neurs peuvent être isolés du système d'une manière sélective, de façon à maintenir un système de réduction de vibrations, quoiqu'avec un niveau de rendement plus

faible, en cas de défaillance d'un actionneur donné Le raisonnement des inven-

teurs a été que, si un actionneur fonctionnel du système ACSR était isolé du sys-

tème et était commandé séparément de façon à fournir les forces d'entrée d'excitation de l'essai de secousses et si les trois autres actionneurs continuaient

de fonctionner en tant que partie du système ACSR dans le but de réduire les vi-

brations induites par le rotor, il serait alors possible d'obtenir un rapport signal-bruit élevé, de façon à résoudre le problème restant constituant à relever la réponse à

l'excitation d'un essai de secousses dans une application à un hélicoptère.

Conformément à l'invention, une unité électronique de commande

d'actionneur 23 est montée dans le fuselage 12 et est reliée à une source élec-

trique (non représentée) Par une connexion 24, un signal de sortie est envoyé à l'actionneur 22 de l'une, présélectionnée, des jambes de force 16 qui relient le va-

riateur de pas 13 et le fuselage 12 Le choix de l'actionneur est déterminé préala-

blement à la mise en place.

Un dispositif de commande, comprenant un magnétophone à cassette 25,

est relié à l'unité de commande 23 de façon à lui envoyer des signaux d'essai re-

io quis et, à cet effet, il est pourvu d'une bande audio contenant des signaux pré-en-

registrés constitués de motifs de fréquences sinusoïdales et aléatoires, à balayage

ou étagées.

L'unité de commande 23 est reliée aussi à plusieurs capteurs de vibrations,

tels que des accéléromètres 29, qui sont eux-mêmes reliés à un enregistreur de vi-

brations 30.

En fonctionnement, on décide d'abord quelle est la séquence d'essai parti-

culière qui doit être effectuée et on règle le magnétophone 25 de façon à position-

ner d'une manière appropriée la bande audio pré-enregistrée Le signal d'essai est

envoyé à l'unité de commande 23 qui contient des cartes électroniques appro-

priées permettant d'exécuter trois fonctions de base: en premier lieu, mettre en service/hors service celui des actionneurs 22 qui est sélectionné, en deuxième lieu, convertir le signal d'essai fourni par le magnétophone 25 en un signal de sortie 24 permettant de faire fonctionner l'actionneur sélectionné 22 de façon à introduire la force d'excitation requise et, en troisième lieu, fournir un signal de référence de

force d'actionneur à l'enregistreur de vibrations 30.

Différentes séquences d'essai peuvent être exécutées d'une manière suc-

cessive en repositionnant d'une manière appropriée la bande audio dans le ma-

gnétophone 25.

La réponse structurelle à la force d'excitation est détectée par les capteurs

de vibrations 29 et enregistrée par l'enregistreur 30 en vue d'une analyse ulté-

rieure. La figure 2 est un graphe représentant l'amplitude (A) en fonction du temps (T) et illustre, plus particulièrement lorsqu'un hélicoptère est soumis à un essai de

secousses en vol, l'avantage, mentionné plus haut, que l'on retire de la combinai-

son de l'objet de la présente invention avec un système actif de commande de vi-

brations, tel qu'un ACSR.

Le dessin représente, pour l'hélicoptère soumis à l'essai, les amplitudes re-

latives d'un signal vibratoire 26 à la fréquence de passage de pale ( 5 R pour un ro-

tor principal de sustentation à cinq pales) sans fonctionnement de I'ACSR, ainsi qu'un signal vibratoire de réponse 27 typique qui est dû à la réalisation d'un essai de secousses en vol conforme à la présente invention Ainsi que cela a été indiqué ci-dessus, le faible rapport entre le signal de réponse 27 et le signal vibratoire de bruit de fond 26 poserait des problèmes pour relever le signal 27 de réponse à l'excitation, du fait qu'il est dominé par l'amplitude élevée du signal 26.

Toutefois, avec le système ACSR en service, par l'intermédiaire des trois ac-

tionneurs restants 22 disposés dans leurs jambes de force 16 respectives, le signal vibratoire 5 R est lissé et fortement diminué, ainsi que cela est indiqué par la ligne en pointillés 28 à la figure 2 Cette façon de procéder améliore nettement le rapport du signal de réponse 27 au signal de bruit de fond 28, ce qui permet de relever plus facilement le signal de réponse et améliore d'une manière notable la précision

de l'analyse de ce signal de réponse.

Ainsi, le procédé et l'appareil conformes à la présente invention fournissent un essai de secousses en vol qui permet un relèvement modal du comportement d'un fuselage d'hélicoptère situé dans son milieu ambiant de fonctionnement, chargé d'une manière correcte et présentant des paramètres dynamiques du rotor

constituant une simulation exacte.

Par ailleurs, hormis l'avantage retiré d'un essai de mise au point, le fait de disposer en permanence de l'agencement conforme à l'invention dans l'aérodyne

à moteur offre des avantages importants en fournissant un équipement de surveil-

lance de la bonne santé de l'aérodyne qui est facilement disponible.

On peut ainsi faire fonctionner le système en vol, à intervalles réguliers, et

comparer les caractéristiques de réponse à des essais antérieurs, soit instantané-

ment, soit ultérieurement à un poste au sol, de façon à faire apparaître immédiate-

ment toute modification notable éventuelle dans les caractéristiques de réponse.

Des procédures d'examen sont alors engagées pour diagnostiquer la cause et, si

nécessaire, des réparations sont exécutées pour pallier des défaillances éven-

tuelles Un tel équipement de surveillance permanente du bon état de santé de l'aérodyne accroît donc dans une large mesure la sécurité de ce dernier et de ses

occupants.

Bien que, ainsi que cela est décrit ci-dessus, l'invention offre un avantage particulier lorsqu'il s'agit de soumettre la structure de fuselage d'un hélicoptère à un essai de secousses en vol, plus particulièrement lorsque l'hélicoptère est équipé d'un système actif de commande de vibrations, l'invention peut aussi être avantageuse dans d'autres applications dans un hélicoptère ou dans un aérodyne à moteur à voilure fixe, là encore en tant que système isolé dans lequel les niveaux des vibrations de bruit de fond sont suffisamment faibles pour ne pas masquer la réponse aux fréquences d'excitation d'un essai de secousses, soit en combinaison

avec n'importe quel moyen approprié permettant de réduire des vibrations gê-

nantes de bruit de fond, par exemple le système actif de commande de vibrations

qui a été décrit.

Bien qu'un mode de réalisation donné ait été décrit et représenté, on com-

prendra que de nombreuses modifications peuvent être apportées sans sortir du cadre de l'invention L'invention peut être mise en oeuvre dans des systèmes d'actionneurs dans lesquels l'un des points situés sur la structure est une fixation avec une masse sismique servant à faire réagir des charges d'actionneur de façon à produire les charges requises d'excitation, à la place du système d'actionneurs des modes de réalisation décrits dans lesquels les actionneurs sont montés entre deux points de la structure effective de l'aérodyne à moteur, par exemple entre le variateur de pas et le fuselage Une variante pour les moyens permettant de fournir

les signaux d'essai préfixés pourrait comprendre un générateur de signaux analo-

giques ou un ordinateur comportant des interfaces appropriées Les moyens de commande peuvent être agencés de façon à isoler et faire fonctionner n'importe lequel de plusieurs actionneurs à des fins d'essai de secousses et ils peuvent être

agencés de façon à faire fonctionner les actionneurs suivant une séquence pré-

fixée Dans le mode opératoire de l'essai de secousses, on peut faire fonctionner

d'une manière synchrone plusieurs actionneurs parmi les multiples actionneurs.

Claims

REVENDICATIONS

1 Procédé permettant de soumettre la structure d'un aérodyne à moteur à un essai de secousses en vol, caractérisé par les opérations consistant à monter un actionneur générateur de force en des points, ou entre des points, situés sur la structure et susceptibles d'un déplacement relatif à une fréquence d'excitation, à faire fonctionner l'actionneur de façon à introduire dans la structure une charge

préfixée, l'introduction étant effectuée à une fréquence préfixée, et à mesurer la ré-

ponse de la structure à cette introduction.

2 Procédé permettant de soumettre la structure d'un aérodyne à moteur à un

essai de secousses en vol, comportant un système actif de commande de vibra-

1 O tions comprenant plusieurs actionneurs générateurs de force montés en des points, ou entre des points, situés sur la structure et susceptibles d'un déplacement relatif à des fréquences d'excitation de façon à introduire dans la structure des charges de commande créées d'une manière forcée, en vue de réduire les vibrations de la structure, caractérisé par les opérations consistant à isoler au moins un premier

des actionneurs du système de commande de vibrations, à faire fonctionner cet ac-

tionneur indépendamment du système de commande de vibrations, de manière à introduire dans la structure une charge préfixée, l'introduction étant effectuée à une fréquence préfixée, à détecter la réponse de la structure à cette introduction et à

enregistrer cette réponse.

3 Procédé suivant la revendication 2, caractérisé en outre par l'opération

consistant à continuer de faire fonctionner le système actif de commande de vibra-

tions par l'intermédiaire des actionneurs restants, de façon à réduire les vibrations

de bruit de fond de la structure et à permettre l'obtention d'un rapport élevé du si-

gnal de réponse au signal vibratoire de bruit de fond.

4 Appareil permettant de soumettre la structure d'un aérodyne à moteur à un

essai de secousses en vol, caractérisé en ce qu'il comprend un actionneur généra-

teur de force ( 22) monté en des points, ou entre des points, situés sur la structure ( 12) et susceptibles d'un déplacement relatif à une fréquence d'excitation, des moyens de commande ( 25-23), permettant de faire fonctionner l'actionneur ( 22) en vue d'introduire dans la structure ( 12) des forces préfixées d'excitation d'essai de

secousses, et des moyens ( 29-30) permettant de mesurer la réponse de la struc-

ture ( 12).

Appareil permettant de soumettre la structure d'un aérodyne à moteur à un

essai de secousses en vol, comportant un système actif de commande de vibra-

tions comprenant plusieurs actionneurs générateurs de force ( 22) montés en des

points, ou entre des points, situés sur la structure ( 12) et susceptibles d'un dépla-

cement relatif de façon à introduire dans la structure des charges de commande créées d'une manière forcée, en vue de réduire les vibrations de la structure, 1 1 caractérisé par des moyens de commande ( 25-23), permettant d'isoler au moins un premier actionneur vis-à-vis du système de commande de vibrations et de faire fonctionner cet actionneur ( 22) de façon à introduire dans la structure ( 12) des forces préfixées d'excitation d'essai de secousses en vue de soumettre la structure à un essai de secousses, des moyens ( 29) permettant de détecter la réponse de la structure auxdites forces d'excitation et des moyens ( 30) permettant d'enregistrer la

réponse de la structure.

6 Appareil suivant la revendication 5, caractérisé en outre en ce que les

moyens de commande ( 25-23) comprennent un dispositif ( 25) contenant des si-

lo gnaux préfixés d'essai, et une unité électronique ( 23) de commande d'actionneur servant à recevoir les signaux d'essai, à convertir ces signaux d'essai en signaux

de commande d'actionneur et à envoyer ces signaux de commande audit action-

neur isolé ( 22).

7 Appareil suivant la revendication 6, caractérisé en outre en ce que le dis-

positif ( 25) comprend un magnétophone à cassette contenant une bande audio

pré-enregistrée portant lesdits signaux préfixés d'essai.

8 Appareil suivant l'une des revendications 6 et 7, caractérisé en outre en ce

que lesdits signaux sont des signaux sinusoïdaux à balayage.

9 Appareil suivant l'une quelconque des revendications 6 à 8, caractérisé

en outre en ce que les moyens de détection ( 29) comprennent plusieurs accéléro-

mètres disposés en des emplacements préfixés sur la structure ( 12).

Appareil suivant l'une quelconque des revendications 6 à 9, caractérisé

en outre en ce que les moyens d'enregistrement comprennent au moins un enre-

gistreur de vibrations ( 30) qui est relié, par l'intermédiaire des accéléromètres ( 29),

à la sortie de signaux enregistrés.

11 Appareil suivant l'une quelconque des revendications 6 à 10, caractérisé

en outre en ce que l'unité électronique ( 23) de commande d'actionneur est agen-

cée de façon à mettre en service/hors service d'une manière sélective ledit action-

neur ( 22) et à envoyer un signal de référence de force d'actionneur aux moyens

d'enregistrement ( 30).

12 Appareil suivant l'une quelconque des revendications 4 à 11, caractérisé

en outre en ce que la structure ( 12) est constituée par le fuselage d'un hélicoptère et l'actionneur ( 22) est disposé dans une jambe de force ( 16) reliant entre eux un

variateur de pas ( 13) et le fuselage ( 12).

13 Appareil suivant l'une quelconque des revendications 4 à 11, caractérisé

en outre en ce que l'une desdites parties de la structure ( 12) comprend une masse sismique.