FR2747098A1 - Dispositif de suspension d'une boite de transmission d'un aeronef a voilure tournante - Google Patents
Dispositif de suspension d'une boite de transmission d'un aeronef a voilure tournante Download PDFInfo
- Publication number
- FR2747098A1 FR2747098A1 FR9604168A FR9604168A FR2747098A1 FR 2747098 A1 FR2747098 A1 FR 2747098A1 FR 9604168 A FR9604168 A FR 9604168A FR 9604168 A FR9604168 A FR 9604168A FR 2747098 A1 FR2747098 A1 FR 2747098A1
- Authority
- FR
- France
- Prior art keywords
- suspension
- suspension device
- mass
- rotor
- gearbox
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/001—Vibration damping devices
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16F—SPRINGS; SHOCK-ABSORBERS; MEANS FOR DAMPING VIBRATION
- F16F7/00—Vibration-dampers; Shock-absorbers
- F16F7/10—Vibration-dampers; Shock-absorbers using inertia effect
- F16F7/104—Vibration-dampers; Shock-absorbers using inertia effect the inertia member being resiliently mounted
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D19/00—Control of mechanical oscillations, e.g. of amplitude, of frequency, of phase
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/001—Vibration damping devices
- B64C2027/002—Vibration damping devices mounted between the rotor drive and the fuselage
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Vibration Prevention Devices (AREA)
Abstract
La présente invention concerne un dispositif de suspension d'une boîte de transmission (BT) d'un aéronef à voilure tournante, comportant des pièces d'appui (2) reliées à la partie supérieure (3) de la boîte de transmission (BT), un système de suspension (SU) qui relie la partie inférieure (9) de la boîte de transmission (BT) au fuselage (F) de l'aéronef et qui comporte des lames de suspension (5), et des moyens résonateurs (7) qui sont associés respectivement aux dites pièces d'appui (2) et qui comportent un support de masse (13) solidaire de la lame de suspension associée (5) et muni d'une masse battante (MB). Selon l'invention, ledit dispositif comporte de plus des moyens de réglage (18, 19) associés audits moyens résonateurs (7) et susceptibles de régler leurs fréquences propres.
Description
La présente invention concerne un dispositif de suspension d'une boîte de transmission d'un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère.
Bien que non exclusivement, la présente invention s'applique plus particulièrement à la bolte de transmission principale d'un hélicoptère, qui est montée entre des moyens de propulsion et un rotor de sustentation dudit hélicoptère de façon sensiblement longitudinale à l'axe dudit rotor et qui est suspendue par rapport au fuselage dudit hélicoptère.
On sait que la boite de transmission principale d'un hélicoptère est soumise à des vibrations importantes engendrées par ledit rotor de sustentation. Ces vibrations sont particulièrement gênantes, puisqu'en l'absence d'un système filtrant les vibrations, tel par exemple qu'une suspension de la bolte de transmission, elles sont transmises à la structure du fuselage de l'hélicoptère et sont notamment susceptibles de limiter la vitesse maximale de l'helicop- tère, d'affaiblir sa résistance structurale et d'affecter le confort des occupants de l'hélicoptère. I1 est par conséquent nécessaire que ledit dispositif de suspension s'oppose le plus efficacement possible à la transmission de ces vibrations et des efforts associés de la boîte de transmission principale vers le fuselage de l'hélicoptère, de façon à éviter l'usure prématurée des éléments soumis à ces vibrations et à rendre confortables la cabine de pilotage et la cabine des passagers.
Par les brevets FR-A-2 474 996 et FR-A-2 499 505 de la demanderesse, on connaît des dispositifs de suspens ion de la boîte de transmission principale d'un hélicoptère, permettant de réduire de façon particulièrement efficace les vibrations engendrées par le rotor de sustentation.
A cet effet, les dispositifs de suspens ion décrits dans ces documents antérieurs sont du type comportant - des pièces d'appui réparties radialement autour de ladite
boite de transmission, dont les extrémités supérieures
sont reliées à la partie supérieure de la bote de trans
mission et dont les extrémités inférieures sont articulées
sur des lames de suspension - un système de suspens ion reliant la partie inférieure de
la bote de transmission au fuselage de l'aéronef et
comportant notamment lesdites lames de suspens ion qui sont
réparties radialement autour de ladite bote de transmis
sion dans un plan sensiblement orthogonal à l'axe du
rotor, dont les extrémités radialement internes sont
fixées sur la partie inférieure de ladite bote de trans
mission et dont les extrémités radialement externes sont
articulées sur le fuselage ; et - des moyens résonateurs associés respectivement auxdites
pièces d'appui, chacun desdits moyens résonateurs compor
tant un support de masse qui est solidaire par l'une de
ses extrémités de la lame de suspension reliée à la pièce
d'appui associée, qui présente une direction longitudinale
passant par l'axe du rotor, et qui est muni sur son autre
extrémité d'une masse battante. Lesdits moyens résonateurs
sont destinés essentiellement à réduire les vibrations du
rotor transmises par lesdites pièces d'appui.
boite de transmission, dont les extrémités supérieures
sont reliées à la partie supérieure de la bote de trans
mission et dont les extrémités inférieures sont articulées
sur des lames de suspension - un système de suspens ion reliant la partie inférieure de
la bote de transmission au fuselage de l'aéronef et
comportant notamment lesdites lames de suspens ion qui sont
réparties radialement autour de ladite bote de transmis
sion dans un plan sensiblement orthogonal à l'axe du
rotor, dont les extrémités radialement internes sont
fixées sur la partie inférieure de ladite bote de trans
mission et dont les extrémités radialement externes sont
articulées sur le fuselage ; et - des moyens résonateurs associés respectivement auxdites
pièces d'appui, chacun desdits moyens résonateurs compor
tant un support de masse qui est solidaire par l'une de
ses extrémités de la lame de suspension reliée à la pièce
d'appui associée, qui présente une direction longitudinale
passant par l'axe du rotor, et qui est muni sur son autre
extrémité d'une masse battante. Lesdits moyens résonateurs
sont destinés essentiellement à réduire les vibrations du
rotor transmises par lesdites pièces d'appui.
Généralement, pour réaliser la liaison entre la partie inférieure de la boîte de transmission et le fuselage, ledit système de suspens ion comporte de plus une membrane sensiblement plane, agencée sous la bote de transmission, faisant saillie radialement au-delà de ladite boîte de transmission, fixée par sa partie périphérique au fuselage de l'aéronef de façon sensiblement orthogonale à l'axe du rotor, déformable en flexion sous des efforts exercés orthogonalement à son plan, et rigide sous des efforts exercés dans son plan.
Selon le mode de réalisation envisagé, ladite membrane et lesdites lames de suspens ion sont - soit réalisées en une seule pièce, tel que décrit dans le
brevet FR-A-2 474 996 précité - soit réalisées de façon indépendante sous forme de pièces
sépares, tel que decrit dans le brevet FR-A-2 499 505
précité.
brevet FR-A-2 474 996 précité - soit réalisées de façon indépendante sous forme de pièces
sépares, tel que decrit dans le brevet FR-A-2 499 505
précité.
Le dispositif de suspens ion connu et décrit précédemment est particulièrement efficace pour réduire les vibrations engendrées par le rotor dans des conditions de fonctionnement déterminées.
Toutefois, les caractéristiques de ce dispositif de suspension sont figées et réglées pour fonctionner de manière optimale pour des conditions de vol prédéterminées. Aussi, lorsque les conditions de vol réelles diffèrent de ces conditions de vol prédéterminées, pour quelque raison que ce soit, l'efficacité de ce dispositif de suspension diminue.
La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient. Elle concerne le perfectionnement du dispositif de suspens ion connu et précité de manière à rendre optimal le fonctionnement dudit dispositif de suspens ion, notamment en ce qui concerne la réduction des vibrations engendrées par le rotor, pour toutes les conditions de vol possibles de l'aéronef à voilure tournante pourvu dudit dispositif de suspension.
A cet effet, le dispositif de suspens ion du type rappelé précédemment et comprenant les pièces d'appui, le système de suspens ion et les moyens résonateurs precités est remarquable, selon l'invention, en ce qu'il comporte de plus des moyens de réglage associés à au moins certains desdits moyens résonateurs, chacun desdits moyens de réglage étant susceptible de régler la fréquence propre du moyen résonateur, auquel il est associé.
Ainsi, lorsque les conditions de vol de l'aéronef et/ou les conditions de fonctionnement du rotor varient de manière à entraîner des modifications des fréquences d'excitation des vibrations engendrées par ledit rotor, on peut adapter, grâce à l'invention, la fréquence propre des moyens résonateurs auxdites fréquences d'excitation variables de manière à optimiser le fonctionnement dudit dispositif de suspension, par rapport à ces nouvelles conditions.
Dans un premier mode de réalisation particulièrement avantageux de l'invention, chacun desdits moyens de réglage comporte une masse battante supplémentaire de réglage, dont le mouvement est commandé par un moyen de commande approprié, ladite masse battante de réglage étant reliée à la masse battante du moyen résonateur, auquel elle est asso ciée.
En outre, dans un second mode de réalisation avantageux, lesdites masses battantes sont montées déplaçables sur les supports de masse correspondants, respectivement selon les directions longitudinales desdits supports de masse, et chacun desdits moyens de réglage comporte un moyen d'entraînement susceptible de déplacer la masse battante associée, suivant la direction longitudinale du support de masse correspondant et de la maintenir à une position déterminée sur ledit support de masse.
Par ailleurs, afin de pouvoir réaliser une adaptation automatique de la fréquence propre desdits moyens résonateurs, le dispositif de suspension conforme à l'invention est remarquable en ce qu'il comporte de plus au moins un système de commande comprenant - au moins un capteur susceptible de mesurer les valeurs
d'au moins un paramètre représentatif d'un critère de
performance dudit dispositif de suspens ion ; et - un calculateur, recevant les valeurs mesurées par ledit
capteur, déterminant en fonction de ces valeurs des ordres
de commande desdits moyens de réglage pour commander le
réglage de la fréquence propre desdits moyens résonateurs,
et adressant auxdits moyens de réglage les ordres de
commande ainsi déterminés.
d'au moins un paramètre représentatif d'un critère de
performance dudit dispositif de suspens ion ; et - un calculateur, recevant les valeurs mesurées par ledit
capteur, déterminant en fonction de ces valeurs des ordres
de commande desdits moyens de réglage pour commander le
réglage de la fréquence propre desdits moyens résonateurs,
et adressant auxdits moyens de réglage les ordres de
commande ainsi déterminés.
Le dispositif de suspens ion peut également être muni de moyens de surveillance et de sécurité pour éviter la détérioration de ses éléments, par exemple dans le cas où un capteur fournirait des informations erronées ou excessives.
Selon le mode de réalisation envisagé, le dispositif de suspension conforme à l'invention peut comporter - soit une pluralité de systèmes de commande, dont chacun
est associé à l'un desdits moyens de réglage - soit un unique système de commande susceptible d'adresser
des ordres de commande à tous lesdits moyens de réglage,
ce qui permet notamment de simplifier la réalisation et de
réduire le coût dudit dispositif de suspens ion.
est associé à l'un desdits moyens de réglage - soit un unique système de commande susceptible d'adresser
des ordres de commande à tous lesdits moyens de réglage,
ce qui permet notamment de simplifier la réalisation et de
réduire le coût dudit dispositif de suspens ion.
En outre, lorsque lesdites lames de suspension sont du type présentant deux tronçons de lame longitudinalement adjacents, dont le tronçon de lame en regard du fuselage est rigide et dont le tronçon de lame en regard de la boîte de transmission est souple, on agence, de préférence, ledit tronçon de lame rigide de façon inclinée par rapport à un plan orthogonal à l'axe du rotor et passant par l'articulation dudit tronçon de lame rigide sur le fuselage de l'aéronef. Cette inclinaison permet notamment de régler le rapport d'amplification précisé ci-après de la masse battante du moyen résonateur correspondant.
De plus, pour ajuster davantage encore ce rapport d'amplification, lesdits supports de masse sont inclinés avantageusement par rapport à un plan orthogonal à l'axe du rotor et passant par lesdits supports de masse, l'angle d'inclinaison ainsi obtenu pouvant prendre toutes les valeurs possibles jusqu'à 900, voire 1800.
Par ailleurs, pour optimiser le filtrage des vibrations à un torseur d'excitation particulier, pour une structure donnée ayant des caractéristiques modales déterminées, on prévoit de façon avantageuse des masses différentes pour chaque masse battante.
En outre, dans un autre mode de réalisation avantageux de l'invention, lesdites lames de suspension sont réalisées, partiellement ou complètement, en un matériau piézoélectrique, et ledit dispositif de suspension comporte au moins un générateur de courant susceptible d'engendrer un courant électrique dans le matériau piézo-électrique desdites lames de suspension, ce qui permet de régler, en fonction de l'intensité du courant électrique engendré, certaines caractéristiques physiques desdites lames de suspension, et notamment leur rigidité.
Par ailleurs, de façon avantageuse, les paliers de fixation destinés à fixer les lames de suspens ion sur la boîte de transmission comportent chacun une partie à tête arrondie qui est solidaire de la lame de suspension correspondante, qui est décalée selon l'axe du rotor par rapport au plan de ladite lame de suspension et dont la tête arrondie est montée dans un support de palier solidaire de la boîte de transmission et pourvu d'un élastomère entourant ladite tête arrondie. Cette tête arrondie peut être sphérique, cylindrique, etc ...
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables.
La figure 1 représente schématiquement et partiellement un dispositif de suspension conforme à l'invention.
La figure 2 montre schématiquement une partie du dispositif de suspension conforme à l'invention, dans un premier mode de réalisation.
La figure 3 montre schématiquement une partie du dispositif de suspension conforme à l'invention, dans un second mode de réalisation.
Le dispositif de suspension 1 conforme à l'invention et représenté schématiquement et partiellement sur la figure 1 est destiné à réaliser la suspension d'une boîte de transmission BT d'un aéronef à voilure tournante non représenté, par exemple un hélicoptère. Ladite boîte de transmission BT, par exemple la boîte de transmission principale d'un hélicoptère, est dans le cadre de la présente invention montée, de façon connue, entre des moyens de propulsion non représentés et un rotor de sustentation également non représenté dudit aéronef, de façon longitudinale à l'axe X-X dudit rotor. Ledit axe X-X représenté en traits mixtes sur la figure 1 correspond donc à la fois à l'axe dudit rotor et à l'axe de ladite boîte de transmission BT.
Ledit dispositif de suspension 1 est du type décrit dans les brevets FR-A-2 474 996 et FR-A-2 499 505 de la demanderesse et il comprend - des pièces d'appui 2 réparties radialement autour de
ladite boîte de transmission BT, dont les extrémités
supérieures 2A sont reliées à la partie supérieure 3 de la
boîte de transmission BT de façon connue par
l'intermédiaire à chaque fois d'une articulation 4 compre
nant notamment une rotule 4A montée sur une tige 4B
solidaire de la boîte de transmission BT, et dont les
extrémités inférieures 2B sont articulées sur des lames de
suspension 5, par l'intermédiaire à chaque fois d'une
articulation 6 - un système de suspens ion SU précisé ci-dessous et reliant
la partie inférieure 9 de la boîte de transmission BT au
fuselage F de l'aéronef, représenté partiellement et
schématiquement ; et - des moyens résonateurs 7 associés respectivement auxdites
pièces d'appui 2.
ladite boîte de transmission BT, dont les extrémités
supérieures 2A sont reliées à la partie supérieure 3 de la
boîte de transmission BT de façon connue par
l'intermédiaire à chaque fois d'une articulation 4 compre
nant notamment une rotule 4A montée sur une tige 4B
solidaire de la boîte de transmission BT, et dont les
extrémités inférieures 2B sont articulées sur des lames de
suspension 5, par l'intermédiaire à chaque fois d'une
articulation 6 - un système de suspens ion SU précisé ci-dessous et reliant
la partie inférieure 9 de la boîte de transmission BT au
fuselage F de l'aéronef, représenté partiellement et
schématiquement ; et - des moyens résonateurs 7 associés respectivement auxdites
pièces d'appui 2.
Dans l'exemple représenté, lesdites pièces d'appui 2 sont réalisées sous forme de barres obliques, dont les prolongements supérieurs respectifs non représentés sont sensiblement concourants en un point non représenté de l'axe X-X.
Toutefois, dans le cadre de la présente invention, lesdites pièces d'appui peuvent également être réalisées sous forme de ferrures sensiblement parallèles à l'axe X-X.
En outre, ledit système de suspens ion SU comporte - lesdites lames de suspension 5 qui sont réparties radiale
ment autour de ladite boîte de transmission BT dans un
plan P1 sensiblement orthogonal à l'axe X-X du rotor, dont
les extrémités 8A radialement internes sont fixées sur la
partie inférieure 9 de ladite boîte de transmission BT,
par l'intermédiaire de paliers de fixation 10 précisés
ci-dessous, et dont les extrémités 8B radialement externes
sont articulées à chaque fois sur un palier F1 solidaire
du fuselage F, par l'intermédiaire d'une articulation 11
du type connu, représentée schématiquement ; et - une membrane 12 sensiblement plane représentée partielle
ment, fixée par des moyens connus non représentés sous la
boîte de transmission BT, faisant saillie radialement
au-delà de ladite boîte de transmission BT, fixée de façon
connue et non représentée par sa partie périphérique au
fuselage F de l'aéronef, de façon sensiblement orthogonale
à l'axe X-X du rotor, déformable en flexion sous des
efforts exercés orthogonalement à son plan, et rigide sous
des efforts exercés dans son plan.
ment autour de ladite boîte de transmission BT dans un
plan P1 sensiblement orthogonal à l'axe X-X du rotor, dont
les extrémités 8A radialement internes sont fixées sur la
partie inférieure 9 de ladite boîte de transmission BT,
par l'intermédiaire de paliers de fixation 10 précisés
ci-dessous, et dont les extrémités 8B radialement externes
sont articulées à chaque fois sur un palier F1 solidaire
du fuselage F, par l'intermédiaire d'une articulation 11
du type connu, représentée schématiquement ; et - une membrane 12 sensiblement plane représentée partielle
ment, fixée par des moyens connus non représentés sous la
boîte de transmission BT, faisant saillie radialement
au-delà de ladite boîte de transmission BT, fixée de façon
connue et non représentée par sa partie périphérique au
fuselage F de l'aéronef, de façon sensiblement orthogonale
à l'axe X-X du rotor, déformable en flexion sous des
efforts exercés orthogonalement à son plan, et rigide sous
des efforts exercés dans son plan.
Par ailleurs, chacun desdits moyens résonateurs 7 comporte - un support de masse 13 qui est fixé, par l'une 13A de ses
extrémités, sur la lame de suspension associée 5, à
proximité de l'articulation 6 de la pièce d'appui 2, au
moyen de deux tourillons 14 et 15. Ledit support de masse
13 présente sur sa face supérieure une direction longitu
dinale 16 qui passe par l'axe X-X du rotor ; et - une masse battante MB agencée sur l'extrémité libre 13B
dudit support de masse 13.
extrémités, sur la lame de suspension associée 5, à
proximité de l'articulation 6 de la pièce d'appui 2, au
moyen de deux tourillons 14 et 15. Ledit support de masse
13 présente sur sa face supérieure une direction longitu
dinale 16 qui passe par l'axe X-X du rotor ; et - une masse battante MB agencée sur l'extrémité libre 13B
dudit support de masse 13.
Lesdits moyens résonateurs 7 sont destinés essentiellement à réduire les vibrations du fuselage engendrées par les efforts alternés du rotor et transmises par les pièces d'appui 2, par l'intermédiaire de la boîte de transmission
BT. Le filtrage des efforts transmis réduit les niveaux vibratoires dans le fuselage F de l'aéronef.
BT. Le filtrage des efforts transmis réduit les niveaux vibratoires dans le fuselage F de l'aéronef.
On notera que les caracteristiques du dispositif de suspension 1 décrit précédemment, tel qu'il est connu dans l'état de la technique, sont figées et réglées pour fonctionner de manière optimale pour des conditions de vol prédéterminées.
Aussi, pour rendre optimal le fonctionnement dudit dispositif de suspension 1, pour toutes les conditions de vol de l'hélicoptère et toutes les conditions de fonctionnement du rotor, c'est-à-dire pour l'adapter à des conditions de fonctionnement variables, ledit dispositif de suspension 1 comporte de plus, selon l'invention, des moyens de réglage 18, 19 associés à au moins certains desdits moyens résonateurs 7, chacun desdits moyens de réglage 18, 19 étant susceptible de régler la fréquence propre du moyen résonateur 7, auquel il est associé, comme indiqué par une flèche
C en traits mixtes sur la figure 1.
C en traits mixtes sur la figure 1.
Grâce auxdits moyens de réglage 18, 19, on peut adapter la fréquence propre des moyens résonateurs 7 à des fréquences d'excitation variables (des vibrations engendrées par le rotor), lesdites fréquences d'excitation dépendant notamment des conditions de vol de l'aéronef et/ou des conditions de fonctionnement du rotor.
Dans un premier mode de réalisation représenté partiellement et schématiquement sur la figure 2, chacun desdits moyens de réglage 18 comprend - une masse battante de réglage 18A reliée à ladite masse
battante MB qui est fixée par des moyens connus non
représentés sur le support de masse 13 ; et - un moyen de commande 18B, du type connu, par exemple un
vérin électrique, monté entre ladite masse battante MB et
ladite masse battante de réglage 18A pour commander le
mouvement de ladite masse battante de réglage 18A.
battante MB qui est fixée par des moyens connus non
représentés sur le support de masse 13 ; et - un moyen de commande 18B, du type connu, par exemple un
vérin électrique, monté entre ladite masse battante MB et
ladite masse battante de réglage 18A pour commander le
mouvement de ladite masse battante de réglage 18A.
Ainsi, en commandant le mouvement de la masse battante de réglage 18A, on est en mesure de regler la fréquence propre du moyen résonateur 7 ainsi asservi.
En outre, afin de pouvoir realiser de façon automatique l'adaptation de ladite fréquence propre, le dispositif de suspension 1 conforme à l'invention comporte de plus au moins un système de commande SC relié par une liaison 20 audit moyen de commande 18B et comprenant - des capteurs C1 à C3 susceptibles de mesurer les valeurs
d'au moins un paramètre représentatif d'un critère de
performance dudit dispositif de suspension 1 ; et - un calculateur CAL recevant les valeurs mesurées par
lesdits capteurs C1 à C3, par l'intermédiaire de liaisons
L1 à L3, traitant éventuellement les mesures (filtrage,
analyse harmonique, ...), determinant en temps réel en
fonction des valeurs reçues des ordres de commande dudit
moyen de commande 18B pour commander le mouvement de
ladite masse battante de réglage 18A, et adressant audit
moyen de commande 18B les ordres de commande ainsi déter
minés.
d'au moins un paramètre représentatif d'un critère de
performance dudit dispositif de suspension 1 ; et - un calculateur CAL recevant les valeurs mesurées par
lesdits capteurs C1 à C3, par l'intermédiaire de liaisons
L1 à L3, traitant éventuellement les mesures (filtrage,
analyse harmonique, ...), determinant en temps réel en
fonction des valeurs reçues des ordres de commande dudit
moyen de commande 18B pour commander le mouvement de
ladite masse battante de réglage 18A, et adressant audit
moyen de commande 18B les ordres de commande ainsi déter
minés.
Selon le mode de mise en oeuvre envisagé, lesdits capteurs C1 à C3 sont destinés - soit à mesurer des accélérations, des contraintes ou des
efforts en différents points non représentés du fuselage
ou d'organes spécifiques de l'aéronef - soit à transmettre les valeurs de paramètres disponibles
sur l'aéronef, tels que la vitesse, le régime moteur ou
l'altitude dudit aéronef.
efforts en différents points non représentés du fuselage
ou d'organes spécifiques de l'aéronef - soit à transmettre les valeurs de paramètres disponibles
sur l'aéronef, tels que la vitesse, le régime moteur ou
l'altitude dudit aéronef.
A partir des données ainsi reçues, ledit calculateur CAL détermine, selon un algorithme plus ou moins complexe, des ordres de commande permettant de maximiser le critère de performance utilisé.
En fonction de la configuration de vol, l'algorithme assure un asservissement en position de chaque masse battante de réglage 18A de façon à minimiser le niveau vibratoire global. Après chaque déplacement de chaque masse battante de réglage, l'algorithme analyse la variation du niveau vibratoire global et adapte en conséquence le sens de déplacement de la masse battante de réglage. L'asservissement des positions des masses battantes est interrompu quand le niveau vibratoire global a atteint une valeur de référence.
Par ailleurs, dans un second mode de réalisation représenté sur la figure 3, la masse battante MB est montée déplaçable sur le support de masse 13 suivant la direction longitudinale 16 de ce dernier et le moyen de réglage 19 comporte un moyen d'entraînement 19A, par exemple un moteur à vis sans fin 19B, ou tout autre moyen d'entraînement connu, susceptible, d'une part, de déplacer ladite masse battante MB le long de la direction 16 et, d'autre part, de la maintenir à une position déterminée, pour laquelle la fréquence propre dudit moyen résonateur 7 est adaptée à la fréquence des vibrations à réduire de la pièce d'appui 2, engendrées par la rotation du rotor.
Dans ce second mode de réalisation, on peut egalement associer audit moyen de réglage 19 un système de commande
SC, identique au système de commande SC précité de la figure 2, pour réaliser automatiquement l'adaptation de ladite fréquence propre.
SC, identique au système de commande SC précité de la figure 2, pour réaliser automatiquement l'adaptation de ladite fréquence propre.
Pour la mise en oeuvre de cette adaptation automatique de la fréquence propre, le dispositif de suspension 1 conforme à l'invention comporte - soit un unique système de commande SC susceptible d'adres
ser des ordres de commande, généralement différents, à
tous les moyens de réglage 18 ou 19 du dispositif de
suspension 1, par l'intermédiaire d'une liaison 20 qui est
alors démultipliée et reliée à tous les éléments 18B ou 19A - soit une pluralité de systèmes de commande SC, dont chacun
est associé à un seul desdits moyens de réglage 18 ou 19
du dispositif de suspension 1.
ser des ordres de commande, généralement différents, à
tous les moyens de réglage 18 ou 19 du dispositif de
suspension 1, par l'intermédiaire d'une liaison 20 qui est
alors démultipliée et reliée à tous les éléments 18B ou 19A - soit une pluralité de systèmes de commande SC, dont chacun
est associé à un seul desdits moyens de réglage 18 ou 19
du dispositif de suspension 1.
On notera que, dans le cadre de la présente invention, le dispositif de suspension 1 peut comporter - dans un premier mode de réalisation, uniquement un seul
type des moyens de réglage, c'est-à-dire soit des moyens
de réglage conformes audit moyen de réglage 18 de la
figure 2, soit des moyens de réglage conformes audit moyen
de réglage 19 de la figure 3 ; et - dans un second mode de réalisation, simultanément des
moyens de réglage de chacun desdits deux types 18 et 19.
type des moyens de réglage, c'est-à-dire soit des moyens
de réglage conformes audit moyen de réglage 18 de la
figure 2, soit des moyens de réglage conformes audit moyen
de réglage 19 de la figure 3 ; et - dans un second mode de réalisation, simultanément des
moyens de réglage de chacun desdits deux types 18 et 19.
Par ailleurs, comme on peut le voir sur la figure 1, chacune des lames de suspension 5 présente, de façon connue, des tronçons de lame 21, 22 longitudinalement adjacents, dont le tronçon de lame 21 en regard du fuselage F est rigide et dont le tronçon de lame 22 en regard de la boîte de transmission BT est souple.
Selon l'invention, la direction longitudinale 23 dudit tronçon de lame rigide 21 est inclinée d'un angle a par rapport audit plan P1 orthogonal à l'axe X-X du rotor.
Cette inclinaison permet de régler le rapport d'amplification du mouvement de la masse battante MB à une valeur aussi élevée que possible, tout en respectant des contraintes d'intégration (encombrement) et de réalisation (distance minimale entre les articulations 6 et 11).
En pompage (degré de liberté "vertical", c'est-à-dire suivant l'axe X-X), le rapport d'amplification o du mouvement de la masse battante MB est défini à partir de l'expression suivante
déplacement "vertical" du moyen résonateur 7 0 =
déplacement "vertical" de la boîte de transmission BT le fuselage F étant supposé fixe.
déplacement "vertical" du moyen résonateur 7 0 =
déplacement "vertical" de la boîte de transmission BT le fuselage F étant supposé fixe.
Pour les autres degrés de liberté, le rapport est extrapolé du précédent en remplaçant le déplacement "vertical" de la boîte de transmission BT par le degré de liberté considéré.
L'inclinaison du tronçon de lame rigide 21 permet de situer ce rapport o à une valeur optimale (suffisamment élevée pour être compétitif en terme de masse, mais pas trop pour ne pas aboutir à une suspens ion trop pointue, difficile à régler) tout en respectant les contraintes d'intégration et de technologie propres à l'aéronef sur lequel le dispositif de suspension 1 doit être monté.
En outre, dans un mode de réalisation particulier, le support de masse 13 est fixé sur la lame de suspens ion 5 de manière à présenter une direction longitudinale 16 faisant un angle fi par rapport à un plan P2 orthogonal à l'axe X-X du rotor et passant par ledit support de masse 13.
En pratique, cet angle fi qui, selon l'invention, peut présenter toutes les valeurs de 0 à 900, est choisi de manière à optimiser le rapport d'amplification du mouvement de la masse battante MB.
De plus, selon l'invention, les paliers de fixation 10 permettant de fixer les lames de suspension 5 sur la boîte de transmission BT comportent chacun une partie 24 à tête sphérique 25 - qui est fixée sur la lame de suspension correspondante 5
par un moyen de fixation approprié 26, par exemple à vis - qui est éventuellement décalée selon l'axe X-X du rotor
par rapport au plan P1 de la lame de suspension 5 - et dont la tête sphérique 25 est montée dans un support de
palier 27 solidaire de la boîte de transmission BT et
pourvu d'un élastomère 28 entourant ladite tête sphérique
25.
par un moyen de fixation approprié 26, par exemple à vis - qui est éventuellement décalée selon l'axe X-X du rotor
par rapport au plan P1 de la lame de suspension 5 - et dont la tête sphérique 25 est montée dans un support de
palier 27 solidaire de la boîte de transmission BT et
pourvu d'un élastomère 28 entourant ladite tête sphérique
25.
Ce décalage selon l'axe X-X permet notamment de réduire la traction de l'élastomère 28 lors de la flexion de la lame de suspension 5.
Le dispositif de suspension 1 conforme à l'invention présente encore d'autres particularités avantageuses, précisées ci-dessous, en particulier concernant les matériaux utilisés.
D'une part, la membrane 12 est réalisée de préférence en fibres de verre, en fibres de carbone ou en un matériau composé de verre et de carbone.
D'autre part, les lames de suspension 5 sont réalisées, partiellement ou complètement, de préférence en un matériau piézo-électrique. Dans ce cas, le dispositif de suspension 1 comporte de plus au moins un générateur de courant 29 susceptible d'engendrer un courant électrique dans ledit matériau piézo-électrique, par l'intermédiaire d'une liaison électrique 30.
Ainsi, en faisant varier l'intensité dudit courant électrique dans la lame de suspension 5, on est en mesure de modifier certaines de ses caractéristiques physiques, notamment sa rigidité.
Dans ce cas, on peut également prévoir soit un seul générateur de courant 29 pour toutes les lames de suspension 5 du dispositif de suspension 1, soit un générateur de courant 29 par lame de suspension 5.
De plus, le dispositif selon l'invention peut être associé à un système de surveillance pour contrôler les éléments critiques de la suspension et de l'installation, un certain nombre de fonctions de surveillance pouvant être également réalisées par le calculateur CAL.
Claims (15)
1. Dispositif de suspension d'une boîte de transmission (BT) d'un aéronef à voilure tournante, ladite boîte de transmission (BT) étant montée entre des moyens de propulsion et un rotor de sustentation dudit aéronef de façon sensiblement longitudinale à l'axe (X-X) dudit rotor et étant suspendue par rapport au fuselage (F) dudit aéronef, ledit dispositif de suspension (1) comportant - des pièces d'appui (2) réparties radialement autour de
ladite boîte de transmission (BT), dont les extrémités
supérieures (2A) sont reliées à la partie supérieure (3)
de la boîte de transmission (BT) et dont les extrémités
inférieures (2B) sont articulées sur des lames de suspen
sion (5) - un système de suspension (SU) reliant la partie inférieure
(9) de la boîte de transmission (BT) au fuselage (F) de
l'aéronef et comportant notamment lesdites lames de
suspension (5) qui sont réparties radialement autour de
ladite boîte de transmission (BT) dans un plan (P1)
sensiblement orthogonal à l'axe (X-X) du rotor, dont les
extrémités (8A) radialement internes sont fixées sur la
partie inférieure (9) de ladite boîte de transmission (BT)
et dont les extrémités (8B) radialement externes sont
articulées sur le fuselage (F) ; et - des moyens résonateurs (7) associés respectivement auxdi
tes pièces d'appui (2), chacun desdits moyens résonateurs
(7) comportant un support de masse (13) qui est solidaire
par l'une de ses extrémités (13A) de la lame de suspension
(5) reliée à la pièce d'appui associée (2), qui présente
une direction longitudinale (16) passant par l'axe (X-X)
du rotor, et qui est muni sur son autre extrémité (13B)
d'une masse battante (MB), caractérisé en ce qu'il comporte de plus des moyens de réglage (18, 19) associés à au moins certains desdits moyens résonateurs (7), chacun desdits moyens de réglage (18, 19) étant susceptible de régler la fréquence propre du moyen résonateur (7), auquel il est associé.
2. Dispositif de suspension selon la revendication 1, caractérisé en ce que chacun desdits moyens de réglage (18) comporte une masse battante supplémentaire de réglage (18A), dont le mouvement est commandé par un moyen de commande approprié (18B), ladite masse battante de réglage (18A) étant reliée à la masse battante (MB) du moyen résonateur (7), auquel elle est associée.
3. Dispositif de suspension selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdites masses battantes (MB) sont montées déplaçables sur les supports de masse correspondants (13), respectivement selon les directions longitudinales (16) desdits supports de masse (13), et en ce que chacun desdits moyens de réglage (19) comporte un moyen d'entraînement (19A, l9B) susceptible de déplacer la masse battante associée (MB), suivant ladite direction longitudinale (16) du support de masse correspondant (13) et de la maintenir à une position déterminée sur ledit support de masse (13).
4. Dispositif de suspension selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce qu'il comporte de plus au moins un système de commande (SC) comprenant - au moins un capteur (C1 à C3) susceptible de mesurer les
valeurs d'au moins un paramètre représentatif d'un critère
de performance dudit dispositif de suspension ; et - un calculateur (CAL), recevant les valeurs mesurées par
ledit capteur (C1 à C3), déterminant en fonction de ces
valeurs des ordres de commande desdits moyens de réglage
(18, 19) pour commander le réglage de la fréquence propre
desdits moyens résonateurs (7), et adressant auxdits
moyens de réglage (18, 19) les ordres de commande ainsi
déterminés.
5. Dispositif de suspension selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'il comporte une pluralité de systèmes de commande (SC), dont chacun est associé à l'un desdits moyens de réglage (18, 19).
6. Dispositif de suspension selon la revendication 4, caractérisé en ce qu'il comporte un unique système de commande (SC) susceptible d'adresser des ordres de commande à tous lesdits moyens de réglage (18, 19).
7. Dispositif de suspension selon l'une quelconque des revendications précédentes, lesdites lames de suspension (5) présentant deux tronçons de lame (21, 22) longitudinalement adjacents, dont le tronçon de lame (21) en regard du fuselage (F) est rigide et dont le tronçon de lame (22) en regard de la boîte de transmission (BT) est souple, caractérisé en ce que ledit tronçon de lame rigide (21) est incliné par rapport à un plan (P1) orthogonal à l'axe (X-X) du rotor et passant par l'articulation (11) dudit tronçon de lame rigide (21) sur le fuselage (F) de l'aéronef.
8. Dispositif de suspension selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que lesdites masses battantes (MB) présentent des masses différentes.
9. Dispositif de suspension selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que lesdits supports de masse (13) sont inclinés par rapport à un plan (P2) orthogonal à l'axe (X-X) du rotor et passant par lesdits supports de masse (13).
10. Dispositif de suspension selon l'une quelconque des revendications 1 à 9, caractérisé en ce que lesdits supports de masse (13) sont sensiblement parallèles à l'axe (X-X) du rotor.
11. Dispositif de suspension selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que lesdites lames de suspension (5) sont réalisées au moins partiellement en un matériau piézoélectrique, et en ce que ledit dispositif de suspension (1) comporte au moins un générateur de courant (29) susceptible d'engendrer un courant électrique dans le matériau piézoélectrique desdites lames de suspension (5).
12. Dispositif de suspension selon l'une quelconque des revendications précédentes, lesdites lames de suspension (5) étant fixées sur ladite boîte de transmission (BT) par l'intermédiaire de paliers de fixation (10), caractérisé en ce que lesdits paliers de fixation (10) comportent une partie (24) à tête arrondie (25) qui est solidaire de la lame de suspension correspondante (5), qui est décalée selon l'axe (x-x) du rotor par rapport au plan (P1) de ladite lame de suspension (5) et dont la tête arrondie (25) est montée dans un support de palier (27) solidaire de la boîte de transmission (BT) et pourvu d'un élastomère (28) entourant ladite tête arrondie (25).
13. Dispositif de suspension selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, ledit système de suspension (SU) comportant de plus une membrane (12) sensiblement plane, agencée sous la boîte de transmission (BT), faisant saillie radialement au-delà de ladite boîte de transmission (BT), fixée par sa partie périphérique au fuselage (F) de l'aéronef de façon orthogonale à l'axe (X-X) du rotor, déformable en flexion sous des efforts exercés orthogonalement à son plan, et rigide sous des efforts exercés dans son plan, caractérisé en ce que ladite membrane (12) est réalisée en fibres de verre.
14. Dispositif de suspension selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, ledit système de suspension (SU) comportant de plus une membrane (12) sensiblement plane, agencée sous la boîte de transmission (BT), faisant saillie radialement au-delà de ladite boîte de transmission (BT), fixée par sa partie périphérique au fuselage (F) de l'aéronef de façon orthogonale à l'axe (X-X) du rotor, déformable en flexion sous des efforts exercés orthogonalement à son plan, et rigide sous des efforts exercés dans son plan, caractérisé en ce que ladite membrane (12) est réalisée en fibres de carbone.
15. Dispositif de suspension selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, ledit système de suspension (SU) comportant de plus une membrane (12) sensiblement plane, agencée sous la boîte de transmission (BT), faisant saillie radialement au-delà de ladite boîte de transmission (BT), fixée par sa partie périphérique au fuselage (F) de l'aéronef de façon orthogonale à l'axe (X-X) du rotor, déformable en flexion sous des efforts exercés orthogonalement à son plan, et rigide sous des efforts exercés dans son plan, caractérisé en ce que ladite membrane (12) est réalisée en un matériau composé de verre et de carbone.
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9604168A FR2747098B1 (fr) | 1996-04-03 | 1996-04-03 | Dispositif de suspension d'une boite de transmission d'un aeronef a voilure tournante |
| US08/832,105 US5813626A (en) | 1996-04-03 | 1997-04-03 | Suspension device for a transmission box of a rotary-wing aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9604168A FR2747098B1 (fr) | 1996-04-03 | 1996-04-03 | Dispositif de suspension d'une boite de transmission d'un aeronef a voilure tournante |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2747098A1 true FR2747098A1 (fr) | 1997-10-10 |
| FR2747098B1 FR2747098B1 (fr) | 1998-06-12 |
Family
ID=9490856
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR9604168A Expired - Fee Related FR2747098B1 (fr) | 1996-04-03 | 1996-04-03 | Dispositif de suspension d'une boite de transmission d'un aeronef a voilure tournante |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5813626A (fr) |
| FR (1) | FR2747098B1 (fr) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19832697A1 (de) * | 1998-07-21 | 2000-02-03 | Eurocopter Deutschland | Vorrichtung und Verfahren zur Reduktion von Schwingungen längs einer Schwingungsausbreitung, insbesondere in einem Hubschrauber |
| EP1662166A1 (fr) | 2004-11-30 | 2006-05-31 | Eurocopter | Dispositif de filtrage de vibrations entre deux pièces et applications |
| EP2594481A1 (fr) | 2011-11-15 | 2013-05-22 | Eurocopter | Moyen de suspension antivibratoire d'une barre de maintien d'une boîte de transmission de puissance d'aéronef, dispositif de suspension antivibratoire, et aéronef |
| EP2845799A1 (fr) | 2013-09-06 | 2015-03-11 | Airbus Helicopters | Dispositif de suspension antivibratoire d'un élément mécanique et aéronef avec un tel dispositif |
| EP3376063A1 (fr) * | 2017-03-16 | 2018-09-19 | Airbus Helicopters | Dispositif de suspension antivibratoire d'un element mecanique, et aeronef |
| FR3063972A1 (fr) * | 2017-03-20 | 2018-09-21 | Airbus Helicopters | Systemes antivibratoire equipant un giravion, giravion associe et methode de reglage d'un tel systeme antivibratoire. |
Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2777860B1 (fr) * | 1998-04-23 | 2000-07-07 | Eurocopter France | Dispositif simplifie de suspension antivibratoire a batteurs hauts pour helicoptere |
| FR2787762B1 (fr) * | 1998-12-29 | 2001-03-09 | Eurocopter France | Dispositif de suspension antivibratoire avec ressort en torsion, pour helicoptere |
| KR20010049953A (ko) * | 1999-08-12 | 2001-06-15 | 벨 헬리콥터 텍스트론 인크. | 낮은 높이의 조정 가능한 틸트 로터 다운스톱 |
| US6513753B1 (en) | 2001-08-14 | 2003-02-04 | Sikorsky Aircraft Corporation | Transmission support structure for a rotary wing aircraft |
| DE102012004808A1 (de) | 2012-03-09 | 2013-09-12 | Fraunhofer-Gesellschaft zur Förderung der angewandten Forschung e.V. | Vorrichtung zur Beeinflussung der Schwingungsübertragung zwischen zwei Einheiten |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2087033A (en) * | 1980-10-29 | 1982-05-19 | United Technologies Corp | Vibration isolation system |
| EP0058117A1 (fr) * | 1981-02-09 | 1982-08-18 | AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle | Dispositif simplifié de suspension antirésonnante pour hélicoptère |
| DE4024328A1 (de) * | 1989-08-02 | 1991-09-05 | Androiden Stiftung Lausanne | Verfahren und vorrichtung zur ausbalancierung dynamischer wechselkraefte bei rotorsystemen |
| EP0488845A1 (fr) * | 1990-11-30 | 1992-06-03 | AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle | Dispositif de suspension anti-résonnante pour hélicoptère |
| US5458222A (en) * | 1994-12-05 | 1995-10-17 | General Electric Company | Active vibration control of structures undergoing bending vibrations |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2474996A1 (fr) * | 1980-02-05 | 1981-08-07 | Aerospatiale | Dispositif de suspension antiresonnante pour helicoptere |
-
1996
- 1996-04-03 FR FR9604168A patent/FR2747098B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
1997
- 1997-04-03 US US08/832,105 patent/US5813626A/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2087033A (en) * | 1980-10-29 | 1982-05-19 | United Technologies Corp | Vibration isolation system |
| EP0058117A1 (fr) * | 1981-02-09 | 1982-08-18 | AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle | Dispositif simplifié de suspension antirésonnante pour hélicoptère |
| DE4024328A1 (de) * | 1989-08-02 | 1991-09-05 | Androiden Stiftung Lausanne | Verfahren und vorrichtung zur ausbalancierung dynamischer wechselkraefte bei rotorsystemen |
| EP0488845A1 (fr) * | 1990-11-30 | 1992-06-03 | AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle | Dispositif de suspension anti-résonnante pour hélicoptère |
| US5458222A (en) * | 1994-12-05 | 1995-10-17 | General Electric Company | Active vibration control of structures undergoing bending vibrations |
Cited By (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19832697A1 (de) * | 1998-07-21 | 2000-02-03 | Eurocopter Deutschland | Vorrichtung und Verfahren zur Reduktion von Schwingungen längs einer Schwingungsausbreitung, insbesondere in einem Hubschrauber |
| DE19832697C2 (de) * | 1998-07-21 | 2000-11-16 | Eurocopter Deutschland | Vorrichtung und Verfahren zur Reduktion von Schwingungen längs einer Schwingungsausbreitung, insbesondere in einem Hubschrauber |
| EP1662166A1 (fr) | 2004-11-30 | 2006-05-31 | Eurocopter | Dispositif de filtrage de vibrations entre deux pièces et applications |
| US7472864B2 (en) | 2004-11-30 | 2009-01-06 | Eurocopter | Device for filtering vibration between two parts, and applications thereof |
| EP2594481A1 (fr) | 2011-11-15 | 2013-05-22 | Eurocopter | Moyen de suspension antivibratoire d'une barre de maintien d'une boîte de transmission de puissance d'aéronef, dispositif de suspension antivibratoire, et aéronef |
| US8888037B2 (en) | 2011-11-15 | 2014-11-18 | Airbus Helicopters | Antivibration suspension means for a tie bar of an aircraft power transmission gearbox, an antivibration suspension device, and an aircraft |
| EP2845799A1 (fr) | 2013-09-06 | 2015-03-11 | Airbus Helicopters | Dispositif de suspension antivibratoire d'un élément mécanique et aéronef avec un tel dispositif |
| US9592909B2 (en) | 2013-09-06 | 2017-03-14 | Airbus Helicopters | Antivibration suspension device for a mechanical element, and an aircraft |
| EP3376063A1 (fr) * | 2017-03-16 | 2018-09-19 | Airbus Helicopters | Dispositif de suspension antivibratoire d'un element mecanique, et aeronef |
| FR3064037A1 (fr) * | 2017-03-16 | 2018-09-21 | Airbus Helicopters | Dispositif de suspension antivibratoire d'un element mecanique, et aeronef. |
| US10870483B2 (en) | 2017-03-16 | 2020-12-22 | Airbus Helicopters | Anti-vibration suspension device for a mechanical element, and an aircraft |
| FR3063972A1 (fr) * | 2017-03-20 | 2018-09-21 | Airbus Helicopters | Systemes antivibratoire equipant un giravion, giravion associe et methode de reglage d'un tel systeme antivibratoire. |
| EP3378764A1 (fr) * | 2017-03-20 | 2018-09-26 | Airbus Helicopters | Giravion equipe d'un systeme antivibratoire et methode de reglage d'un tel systeme antivibratoire |
| US11203417B2 (en) | 2017-03-20 | 2021-12-21 | Airbus Helicopters | Rotorcraft fitted with an antivibration system, and a method of adjusting such an antivibration system |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US5813626A (en) | 1998-09-29 |
| FR2747098B1 (fr) | 1998-06-12 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| FR2749901A1 (fr) | Dispositif pour reduire les vibrations engendrees par un rotor de sustentation d'un aeronef a voilure tournante | |
| CA2704058C (fr) | Dispositif a masses reparties pour reduire les vibrations engendrees par un rotor de sustentation d'un giravion, et moyeu d'un rotor muni d'un tel dispositif | |
| CA2071390C (fr) | Dispositif de liaison elastique entre deux pieces, et aeronef a voilure tournante comportant ledit dispositif | |
| EP2253535B1 (fr) | Dispositif à masses réparties pour réduire les vibrations engendrées par un rotor de sustentation d'un giravion, et moyeu d'un rotor muni d'un tel dispositif | |
| EP0530075B1 (fr) | Procédé et dispositif pour filtrer les excitations vibratoires transmises entre deux pièces notamment entre le rotor et le fuselage d'un hélicoptère | |
| FR2747098A1 (fr) | Dispositif de suspension d'une boite de transmission d'un aeronef a voilure tournante | |
| EP1553324B1 (fr) | Support de palier à double raideur | |
| EP2340997B1 (fr) | Mécanisme amortisseur de vibrations, et appareil volant muni d'une structure porteuse et d'un rotor muni d'un tel mécanisme | |
| EP0488845B1 (fr) | Dispositif de suspension anti-résonnante pour hélicoptère | |
| EP2845799B1 (fr) | Dispositif de suspension antivibratoire d'un élément mécanique et aéronef avec un tel dispositif | |
| FR2638418A1 (fr) | Dispositif de montage des ailettes d'une helice | |
| EP3376063B1 (fr) | Dispositif de suspension antivibratoire d'un element mecanique, et aeronef | |
| EP2383183A1 (fr) | Dispositif pour réduire les vibrations engendrées par un rotor de sustentation d'un giravion, et moyeu d'un rotor muni d'un dispositiv | |
| FR2927880A1 (fr) | Helicoptere muni d'une pluralite d'elements sustentateurs pourvu d'un volet pour commander l'incidence de ses pales | |
| EP3025959B1 (fr) | Rotor arriere de giravion, giravion equipe d'un tel rotor arriere et procede d'equilibrage statique et/ou dynamique d'un rotor arriere de giravion | |
| CA2795366C (fr) | Moyen de suspension antivibratoire d'une barre de maintien d'une boite de transmission de puissance d'aeronef, dispositif de suspension antivibratoire, et aeronef | |
| FR2739670A1 (fr) | Dispositif pour amortir les vibrations d'une structure soumise a des sollicitations dynamiques | |
| FR2737181A1 (fr) | Procede et dispositif pour reduire les vibrations engendrees sur la structure d'un helicoptere | |
| EP2336024B1 (fr) | Structure porteuse d' un rotor, et appareil volant muni d' une telle structure porteuse, et procédé pour éviter un couplage instable entre des modes propres de vibration | |
| FR2733961A1 (fr) | Dispositif d'amortissement de trainee des pales d'un rotor | |
| EP2138399A1 (fr) | Pale pour réduire les mouvements en traînée de ladite pale et procédé pour réduire un tel mouvement en traînée | |
| FR2747099A1 (fr) | Procede et dispositif pour reduire l'effet des vibrations engendrees par la chaine cinematique d'un helicoptere | |
| EP2910469B1 (fr) | Aéronef et installation motrice d'aéronef munie d'un dispositif de liaison pour lier une boite de transmission de puissance et un moteur | |
| EP1662166B1 (fr) | Dispositif de filtrage de vibrations entre deux pièces et applications | |
| FR2892384A1 (fr) | Pale de giravion munie d'un volet orientable a l'aide d'au moins une rotule principale dont le premier arbre est solidaire dudit volet. |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| ST | Notification of lapse |
Effective date: 20141231 |