FR2747099A1 - Procede et dispositif pour reduire l'effet des vibrations engendrees par la chaine cinematique d'un helicoptere - Google Patents
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Abstract
La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour réduire l'effet des vibrations engendrées par la chaîne cinématique (2, 3, 4) d'un hélicoptère (H) comportant un rotor (2), dont le pas collectif des pales (6) peut être commandé par un système de commande (7). Selon l'invention, ledit dispositif (1) comporte:, . des capteurs (14, 15, 16) mesurant un paramètre représentatif dudit effet des vibrations; et . des moyens de calcul (17) déterminant, à partir des valeurs mesurées, un signal de commande du pas collectif des pales (6), permettant d'engendrer des forces et des moments s'opposant audit effet des vibrations et transmettant ledit signal de commande audit système de commande (7).
Description
La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour réduire l'effet des vibrations engendrées par la chaîne cinématique d'un hélicoptère, ainsi qu'un hélicoptère muni d'un tel dispositif.
De façon connue, la chaîne cinématique d'un hélicoptère comporte au moins - un rotor principal de sustentation et d'avance - le cas échéant, un rotor de queue anticouple - au moins un moteur fournissant l'énergie motrice néces
saire à l'entraînement desdits rotors principal et de
queue ; et - des boîtes de transmission et des arbres associés.
saire à l'entraînement desdits rotors principal et de
queue ; et - des boîtes de transmission et des arbres associés.
On sait que, dans certaines conditions de vol, les modes propres de ladite chaîne cinématique peuvent se coupler à ceux du fuselage, notamment par la variation du régime rotor et par le mouvement de lacet du fuselage, de manière à engendrer des phénomènes de résonances, susceptibles de provoquer des vibrations importantes de la chaîne cinématique. De telles vibrations sont susceptibles de rendre l'ensemble ainsi couplé instable ou difficilement pilotable.
De façon connue, ledit couplage peut notamment être provoqué par la régulation du moteur ou par le manque d'amortissement au niveau du rotor, ou même par l'influence du système de pilotage, comme le pilote automatique ou, le cas échéant, les commandes de vol électriques ou optiques de l'hélicoptère.
On sait en outre que les vibrations les plus gênantes pour la stabilisation de la chaîne cinématique et pour le pilotage de l'hélicoptère sont dues au premier mode de torsion de la chaîne cinématique, mode pour lequel le mouvement des pales du rotor principal est en opposition de phase avec celui de la boîte de transmission principale de la chaîne cinématique.
Pour remédier à ces inconvénients, une solution connue préconise, en plus bien entendu de l'amortissement du rotor, de diminuer le gain de la régulation du moteur.
Cette solution n'est toutefois pas satisfaisante, en particulier pour des hélicoptères de gros tonnage, puisque, lors du vol, des gains élevés de la régulation du moteur sont souvent nécessaires, notamment pour obtenir de bonnes reprises.
On notera par ailleurs que l'effet des vibrations gênantes précitées est généralement plus important lorsque les rotors de l'hélicoptère sont munis d'adaptateurs de traînée dits "interpales", correspondant à des amortisseurs de pales montés, non pas à chaque fois entre une pale et le mât du rotor, mais directement entre deux pales adjacentes. En effet, dans ce cas - la fréquence du premier mode de torsion de la chaîne
cinématique est située près des fréquences de pilotage,
pour lesquelles la régulation du moteur présente des gains
importants ; et - le rotor manque d'amortissement pour le mouvement des
pales en phase, puisque l'adaptateur de traînée agit dans
ce cas uniquement sur le mouvement différentiel des pales
adjacentes.
cinématique est située près des fréquences de pilotage,
pour lesquelles la régulation du moteur présente des gains
importants ; et - le rotor manque d'amortissement pour le mouvement des
pales en phase, puisque l'adaptateur de traînée agit dans
ce cas uniquement sur le mouvement différentiel des pales
adjacentes.
La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients. Elle concerne un procédé permettant de réduire de façon simple et efficace l'effet des vibrations engendrées par la chaîne cinématique d'un hélicoptère, notamment pour un hélicoptère muni d'adaptateurs de traînée du type interpales, ledit hélicoptère comportant au moins un rotor, dont le pas collectif des pales est susceptible d'être commandé par un système de commande.
A cet effet, ledit procédé est remarquable, selon l'invention, en ce que - on mesure les valeurs d'au moins un paramètre représenta
tif de l'effet des vibrations engendrées par ladite chaîne
cinématique - à partir des valeurs mesurées dudit paramètre, on forme un
signal de commande du pas collectif des pales dudit rotor,
ledit signal de commande étant tel que l'application dudit
signal de commande au système de commande du pas collectif
des pales dudit rotor engendre un ensemble de forces et de
moments s'opposant audit effet des vibrations engendrées
par la chaîne cinématique ; et - on applique le signal de commande ainsi formé audit
système de commande du pas collectif des pales du rotor.
tif de l'effet des vibrations engendrées par ladite chaîne
cinématique - à partir des valeurs mesurées dudit paramètre, on forme un
signal de commande du pas collectif des pales dudit rotor,
ledit signal de commande étant tel que l'application dudit
signal de commande au système de commande du pas collectif
des pales dudit rotor engendre un ensemble de forces et de
moments s'opposant audit effet des vibrations engendrées
par la chaîne cinématique ; et - on applique le signal de commande ainsi formé audit
système de commande du pas collectif des pales du rotor.
Ainsi, grâce à la génération dudit ensemble de forces et de moments d'opposition, on est en mesure de réduire de façon simple et efficace l'effet des vibrations engendrées par la chaîne cinématique de l'hélicoptère, et de remédier aux inconvénients précités.
Selon l'invention, ledit signal de commande peut être appliqué - soit au rotor principal de sustentation et d'avance dudit
hélicoptère, - soit, le cas échéant, au rotor de queue anticouple dudit
hélicoptère.
hélicoptère, - soit, le cas échéant, au rotor de queue anticouple dudit
hélicoptère.
On peut également envisager, dans le cadre de la présente invention, d'appliquer simultanément deux signaux de commande respectivement à chacun desdits rotors de manière à obtenir des forces résultantes s'opposant, de façon cumulée, audit effet à réduire des vibrations de la chaîne cinématique.
De préférence, ledit paramètre représentatif de l'effet des vibrations engendrées par la chaîne cinématique correspond à l'un des paramètres suivants - la vitesse, l'accélération ou la rotation d'un arbre de la
chaîne cinématique - le couple exercé sur un arbre de la chaîne cinématique ; - une contrainte, une accélération, une vitesse ou un
déplacement engendré sur le fuselage de l'hélicoptère - un paramètre du moteur ; ou - un paramètre de l'environnement, notamment la température
et l'altitude.
chaîne cinématique - le couple exercé sur un arbre de la chaîne cinématique ; - une contrainte, une accélération, une vitesse ou un
déplacement engendré sur le fuselage de l'hélicoptère - un paramètre du moteur ; ou - un paramètre de l'environnement, notamment la température
et l'altitude.
La présente invention concerne également un dispositif pour réduire l'effet des vibrations engendrées par la chaîne cinématique d'un hélicoptère, ledit hélicoptère comportant au moins un rotor, dont le pas collectif des pales est susceptible d'être commandé par un système de commande.
Selon l'invention, ledit dispositif est remarquable en ce qu'il comporte - au moins un capteur susceptible de mesurer les valeurs
d'au moins un paramètre représentatif de l'effet des
vibrations engendrées par ladite chaîne cinématique ; et - des moyens de calcul susceptibles
de déterminer, à partir des valeurs mesurées par ledit
capteur, un signal de commande du pas collectif des
pales, selon le mode de réalisation, soit du rotor
principal, soit du rotor de queue de l'hélicoptère,
ledit signal de commande étant tel que l'application
dudit signal de commande au système de commande du pas
collectif des pales dudit rotor engendre un ensemble de
forces et de moments s'opposant audit effet des vibra
tions engendrées par la chaîne cinématique ; et
de transmettre le signal de commande ainsi formé audit
système de commande du pas collectif des pales du rotor.
d'au moins un paramètre représentatif de l'effet des
vibrations engendrées par ladite chaîne cinématique ; et - des moyens de calcul susceptibles
de déterminer, à partir des valeurs mesurées par ledit
capteur, un signal de commande du pas collectif des
pales, selon le mode de réalisation, soit du rotor
principal, soit du rotor de queue de l'hélicoptère,
ledit signal de commande étant tel que l'application
dudit signal de commande au système de commande du pas
collectif des pales dudit rotor engendre un ensemble de
forces et de moments s'opposant audit effet des vibra
tions engendrées par la chaîne cinématique ; et
de transmettre le signal de commande ainsi formé audit
système de commande du pas collectif des pales du rotor.
De façon avantageuse, le ou les capteurs utilisés pour mesurer les valeurs de paramètres représentatifs de l'effet des vibrations de la chaîne cinématique peuvent être agencés - sur la chaîne cinématique de l'hélicoptère, afin de
mesurer par exemple l'un des paramètres suivants : la
vitesse, l'accélération ou la rotation d'un arbre de la
chaîne cinématique ou un couple exercé sur un arbre de
ladite chaîne cinématique ; et/ou - sur le fuselage de l'hélicoptère, afin de mesurer par
exemple l'un des paramètres suivants : une contrainte, une
accélération, une vitesse ou un déplacement engendré sur
ledit fuselage ; et/ou - sur le moteur de l'hélicoptère.
mesurer par exemple l'un des paramètres suivants : la
vitesse, l'accélération ou la rotation d'un arbre de la
chaîne cinématique ou un couple exercé sur un arbre de
ladite chaîne cinématique ; et/ou - sur le fuselage de l'hélicoptère, afin de mesurer par
exemple l'un des paramètres suivants : une contrainte, une
accélération, une vitesse ou un déplacement engendré sur
ledit fuselage ; et/ou - sur le moteur de l'hélicoptère.
En outre, de façon avantageuse, ledit capteur peut également être formé de manière à mesurer un paramètre de l'environne- ment, comme par exemple l'altitude ou la température.
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 montre de façon schématique un dispositif conforme à l'invention monté sur un hélicoptère, dans un premier mode de réalisation.
La figure 2 montre de façon schématique un dispositif conforme à l'invention monté sur un hélicoptère, dans un second mode de réalisation.
Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématiquement, selon deux modes de réalisation différents, respectivement sur les figures 1 et 2, est destiné à réduire l'effet des vibrations engendrées par la chaîne cinématique d'un hélicoptère H.
De façon connue, ladite chalne cinématique comporte au moins les éléments suivants de l'hélicoptère H - un rotor principal 2 de sustentation et d'avance de
l'hélicoptère H - un rotor de queue 3 destiné à combattre le couple dudit
rotor principal 2 - au moins un moteur 4 fournissant l'énergie motrice utili
sée pour l'entraînement desdits rotors 2 et 3 ; et - des boîtes de transmission, dont on a uniquement représen
té (de façon schématique) la boîte de transmission princi
pale 5 sur la figure 2, et des arbres associés non repré
sentés.
l'hélicoptère H - un rotor de queue 3 destiné à combattre le couple dudit
rotor principal 2 - au moins un moteur 4 fournissant l'énergie motrice utili
sée pour l'entraînement desdits rotors 2 et 3 ; et - des boîtes de transmission, dont on a uniquement représen
té (de façon schématique) la boîte de transmission princi
pale 5 sur la figure 2, et des arbres associés non repré
sentés.
Comme indiqué précédemment, ladite chaîne cinématique peut être soumise, dans certaines conditions, en raison de phénomènes de résonance, à des vibrations importantes, sources d'instabilité.
Lesdites vibrations de la chaîne cinématique et leur effet peuvent notamment rendre l'hélicoptère H difficilement pilotable, dans certaines conditions de vol.
De plus, l'effet des vibrations présente d'autres inconvénients, en particulier pour - la fatigue des pièces et des équipements ; et - le confort de l'équipage et des passagers.
Le dispositif 1 conforme à l'invention est destiné à réduire cet effet desdites vibrations pour remédier aux inconvénients résultants précités.
Avant de préciser le premier mode de réalisation de l'invention, représenté sur la figure 1, on rappelle, en référence à cette figure 1, que ledit rotor principal 2 est muni de pales 6, dont le pas collectif peut être commandé au moyen d'un système de commande 7 qui comporte notamment - au moins un vérin d'actionnement 8 ou analogue (relié par
une liaison 9 représentée schématiquement audit rotor
principal 2) alimenté en énergie par une source d'énergie
10 par l'intermédiaire d'une liaison 11 ; et - un dispositif de commande 12 qui fournit les ordres de
commande audit vérin d'actionnement 8 par l'intermédiaire
d'une liaison 13.
une liaison 9 représentée schématiquement audit rotor
principal 2) alimenté en énergie par une source d'énergie
10 par l'intermédiaire d'une liaison 11 ; et - un dispositif de commande 12 qui fournit les ordres de
commande audit vérin d'actionnement 8 par l'intermédiaire
d'une liaison 13.
Selon l'invention, pour réduire l'effet des vibrations précitées, ledit dispositif 1 comporte - des capteurs 14, 15 et 16, précisés ci-dessous, suscepti
bles de mesurer les valeurs d'au moins un paramètre
représentatif de l'effet des vibrations engendrées par
ladite chaîne cinématique ; et - des moyens de calcul 17, par exemple du type numérique ou
analogique, reliés par l'intermédiaire de liaisons 18, 19
et 20 respectivement auxdits capteurs 14, 15 et 16 et
susceptibles
de déterminer à partir des valeurs mesurées par lesdits
capteurs 14, 15 et 16 un signal de commande du pas
collectif des pales 6 dudit rotor principal 2, ledit
signal de commande étant tel que l'application dudit
signal de commande, audit dispositif de commande 12 du
système de commande 7 (du pas collectif des pales 6 du
rotor principal 2), engendre un ensemble de forces et de
moments (non représentés) s'opposant audit effet des
vibrations de la chaîne cinématique ; et
de transmettre le signal de commande ainsi formé audit
dispositif de commande 12 du pas collectif des pales 6
du rotor principal 2, par l'intermédiaire d'une liaison
21.
bles de mesurer les valeurs d'au moins un paramètre
représentatif de l'effet des vibrations engendrées par
ladite chaîne cinématique ; et - des moyens de calcul 17, par exemple du type numérique ou
analogique, reliés par l'intermédiaire de liaisons 18, 19
et 20 respectivement auxdits capteurs 14, 15 et 16 et
susceptibles
de déterminer à partir des valeurs mesurées par lesdits
capteurs 14, 15 et 16 un signal de commande du pas
collectif des pales 6 dudit rotor principal 2, ledit
signal de commande étant tel que l'application dudit
signal de commande, audit dispositif de commande 12 du
système de commande 7 (du pas collectif des pales 6 du
rotor principal 2), engendre un ensemble de forces et de
moments (non représentés) s'opposant audit effet des
vibrations de la chaîne cinématique ; et
de transmettre le signal de commande ainsi formé audit
dispositif de commande 12 du pas collectif des pales 6
du rotor principal 2, par l'intermédiaire d'une liaison
21.
Ainsi, grâce à l'invention, l'effet des vibrations de la chaîne cinématique est réduit par les forces et couples d'opposition engendrés par le dispositif 1. Ledit dispositif 1 est particulièrement bien adapté à un hélicoptère H, dont les rotors sont munis d'adaptateurs de traînée, du type interpales, non représentés et présentant les inconvénients précités.
Selon l'invention, ledit paramètre représentatif de l'effet des vibrations de la chaîne cinématique peut être au moins l'un des paramètres suivants - une contrainte, une accélération, une vitesse ou un
déplacement engendré sur le fuselage 22 de l'hélicoptère
H, et mesuré par exemple par le capteur 14 ou par un
capteur 23 représenté sur la figure 2 ; et/ou - un paramètre du moteur 4 mesuré par le capteur 15 monté
sur ledit moteur 4 ; et/ou - une vitesse, une accélération ou une rotation d'un arbre
non représenté de la chaîne cinématique, ou un couple
exercé sur un tel arbre de la chaîne cinématique, suscep
tible par exemple d'être mesuré par un capteur 24, repré
senté sur la figure 2 et monté à proximité de la boîte de
transmission principale 5, par exemple sur un arbre non
représenté de ladite chaîne cinématique ; et/ou - un paramètre d'un autre élément de l'hélicoptère H, comme
par exemple un paramètre du pilote automatique ou, le cas
échéant, de la commande de vol électrique ou de la com
mande de vol optique ; et/ou - un paramètre de l'environnement, comme par exemple la
température ou l'altitude, les deux derniers types de
paramètres cités pouvant être mesurés par un dispositif
connu et non représenté de l'hélicoptère H ou par le
capteur 16 formé en correspondance.
déplacement engendré sur le fuselage 22 de l'hélicoptère
H, et mesuré par exemple par le capteur 14 ou par un
capteur 23 représenté sur la figure 2 ; et/ou - un paramètre du moteur 4 mesuré par le capteur 15 monté
sur ledit moteur 4 ; et/ou - une vitesse, une accélération ou une rotation d'un arbre
non représenté de la chaîne cinématique, ou un couple
exercé sur un tel arbre de la chaîne cinématique, suscep
tible par exemple d'être mesuré par un capteur 24, repré
senté sur la figure 2 et monté à proximité de la boîte de
transmission principale 5, par exemple sur un arbre non
représenté de ladite chaîne cinématique ; et/ou - un paramètre d'un autre élément de l'hélicoptère H, comme
par exemple un paramètre du pilote automatique ou, le cas
échéant, de la commande de vol électrique ou de la com
mande de vol optique ; et/ou - un paramètre de l'environnement, comme par exemple la
température ou l'altitude, les deux derniers types de
paramètres cités pouvant être mesurés par un dispositif
connu et non représenté de l'hélicoptère H ou par le
capteur 16 formé en correspondance.
Outre une pluralité souhaitable de capteurs, comme par exemple les capteurs 14, 15 et 16 du premier mode de réalisation, l'architecture du dispositif 1 peut comprendre au moins une duplication de certains éléments constitutifs pour garantir la sécurité de l'hélicoptère H.
Bien entendu, l'application du signal de commande élaboré par les moyens de calcul 17 audit système de commande 7 est donnée à titre descriptif, mais n'est pas limitative. La présente invention s'applique à tout type de commande du pas collectif des pales 6 du rotor principal 2. Aussi, ledit signal de commande peut être appliqué, le cas échéant, au bloc hydraulique ou électrique, ou au système de commande de vol, qu'il soit mécanique, électrique ou optique.
Dans le second mode de réalisation représenté sur la figure 2, le dispositif 1 conforme à l'invention engendre une action, non pas sur le rotor principal 2, comme dans le premier mode de réalisation, mais sur le rotor de queue 3.
De façon connue, ledit rotor de queue 3 est également muni de pales 26, dont le pas collectif peut être commandé au moyen d'un système de commande 27 qui comporte notamment - au moins un vérin d'actionnement 28 ou analogue (relié par
une liaison 29 représentée schématiquement audit rotor de
queue 3) alimenté en énergie par une source d'énergie 30
par l'intermédiaire d'une liaison 31 ; et - un dispositif de commande 32 qui fournit les ordres de
commande audit vérin d'actionnement 28, par l'intermé
diaire d'une liaison 33.
une liaison 29 représentée schématiquement audit rotor de
queue 3) alimenté en énergie par une source d'énergie 30
par l'intermédiaire d'une liaison 31 ; et - un dispositif de commande 32 qui fournit les ordres de
commande audit vérin d'actionnement 28, par l'intermé
diaire d'une liaison 33.
Dans ce second mode de réalisation, les moyens de calcul 17 reliés notamment par des liaisons 35 et 36 aux capteurs 23 et 24 précités - déterminent à partir des valeurs mesurées par les capteurs
associés 14, 23 et 24, un signal de commande du pas
collectif des pales 26 dudit rotor de queue 3, ledit
signal de commande étant tel que l'application dudit
signal de commande au dispositif de commande 32 du pas
collectif des pales 26 dudit rotor de queue 3 engendre un
ensemble de forces et de moments s'opposant audit effet
des vibrations de la chaîne cinématique ; et - on applique le signal de commande ainsi formé audit
dispositif de commande 32 du pas collectif des pales 26 du
rotor de queue 3, par une liaison 37.
associés 14, 23 et 24, un signal de commande du pas
collectif des pales 26 dudit rotor de queue 3, ledit
signal de commande étant tel que l'application dudit
signal de commande au dispositif de commande 32 du pas
collectif des pales 26 dudit rotor de queue 3 engendre un
ensemble de forces et de moments s'opposant audit effet
des vibrations de la chaîne cinématique ; et - on applique le signal de commande ainsi formé audit
dispositif de commande 32 du pas collectif des pales 26 du
rotor de queue 3, par une liaison 37.
On peut bien entendu envisager, dans le cadre de la présente invention, une action combinée à la fois sur le pas collectif des pales 6 du rotor principal 2 et sur le pas collectif des pales 26 du rotor de queue 3. Dans ce cas, les commandes respectives desdits pas collectifs doivent être adaptées l'une à l'autre, pour obtenir des forces d'opposition cumulées, adaptées en amplitude et en phase aux vibrations, dont l'effet doit être réduit.
On notera que la présente invention peut avantageusement être appliquée à tout type de rotor, et ceci quelles que soient les formes des amortisseurs montés sur ces rotors.
De plus, le dispositif 1 conforme à l'invention peut, soit être réalisé sous forme d'un dispositif autonome, soit être intégré dans le système de pilotage de l'hélicoptère, le cas échéant par exemple dans le pilote automatique ou dans la commande de direction de vol électrique ou optique.
Claims (14)
1. Procédé pour réduire l'effet des vibrations engendrées par la chaîne cinématique (2, 3, 4, 5) d'un hélicoptère (H), ledit hélicoptère (H) comportant au moins un rotor (2, 3), dont le pas collectif des pales (6, 26) est susceptible d'être commandé par un système de commande (7, 27), caractérisé en ce que - on mesure les valeurs d'au moins un paramètre représenta
tif de l'effet des vibrations engendrées par ladite chaîne
cinématique (2, 3, 4, 5) - à partir des valeurs mesurées dudit paramètre, on forme un
signal de commande du pas collectif des pales (6, 26)
dudit rotor (2, 3), ledit signal de commande étant tel que
l'application dudit signal de commande au système de
commande (7, 27) du pas collectif des pales (6, 26) dudit
rotor (2, 3) engendre un ensemble de forces et de moments
s'opposant audit effet des vibrations engendrées par la
chaîne cinématique (2, 3, 4, 5) ; et - on applique le signal de commande ainsi formé audit
système de commande (7, 27) du pas collectif des pales (6,
26) du rotor (2, 3).
2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit rotor, dont on commande le pas collectif des pales (6), est le rotor principal (2) de sustentation et d'avance dudit hélicoptère (H).
3. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, pour un hélicoptère (H) comportant un rotor de queue (3) anticouple, caractérisé en ce que ledit rotor, dont on commande le pas collectif des pales (26), est le rotor de queue (3) dudit hélicoptère (H).
4. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que ledit paramètre représentatif de l'effet des vibrations engendrées par la chaîne cinématique (2, 3, 4, 5) correspond à l'un des paramètres suivants - la vitesse, l'accélération ou la rotation d'un arbre de la
chaîne cinématique (2, 3, 4, 5) - le couple exercé sur un arbre de la chaîne cinématique (2,
3, 4, 5) - une contrainte, une accélération, une vitesse ou un
déplacement engendré sur le fuselage (22) de l'hélicoptère
(H) - un paramètre du moteur (4) de l'hélicoptère (H) ; ou - un paramètre de l'environnement, notamment la température
et l'altitude.
5. Dispositif pour réduire l'effet des vibrations engendrées par la chaîne cinématique (2, 3, 4, 5) d'un hélicoptère (H), ledit hélicoptère (H) comportant au moins un rotor (2, 3), dont le pas collectif des pales (6, 26) est susceptible d'être commandé par un système de commande (7, 27), caractérisé en ce qu'il comporte - au moins un capteur (14, 15, 16, 23, 24) susceptible de
mesurer les valeurs d'au moins un paramètre représentatif
de l'effet des vibrations engendrées par ladite chaîne
cinématique (2, 3, 4, 5) ; et - des moyens de calcul (17) susceptibles
de déterminer, à partir des valeurs mesurées par ledit
capteur (14, 15, 16, 23, 24), un signal de commande du
pas collectif des pales (6, 26) dudit rotor (2, 3),
ledit signal de commande étant tel que l'application
dudit signal de commande au système de commande (7, 27)
du pas collectif des pales (6, 26) dudit rotor (2, 3)
engendre un ensemble de forces et de moments s'opposant
audit effet des vibrations engendrées par la chaîne
cinématique (2, 3, 4, 5) ; et
de transmettre le signal de commande ainsi formé audit
système de commande (7, 27) du pas collectif des pales
(6, 26) du rotor (2, 3).
6. Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce que ledit rotor, dont on commande le pas collectif des pales (6), est le rotor principal (2) d'avance et de sustentation dudit hélicoptère (H).
7. Dispositif selon l'une des revendications 5 ou 6, pour un hélicoptère (H) comportant un rotor de queue (3) anticouple, caractérisé en ce que ledit rotor, dont on commande le pas collectif des pales (26), est le rotor de queue (3) dudit hélicoptère (H).
8. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 5 à 7, caractérisé en ce que ledit capteur (24) est agencé sur la chaîne cinématique (5) de l'hélicoptère (H).
9. Dispositif selon la revendication 8, caractérisé en ce que ledit capteur (24) mesure au moins l'un des paramètres suivants : la vitesse, l'accélération ou la rotation d'un arbre de la chaîne cinématique, ou un couple exercé sur un arbre de la chaîne cinématique.
10. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 5 à 9, caractérisé en ce que ledit capteur (14, 23) est agencé sur le fuselage (22) de l'hélicoptère (H).
11. Dispositif selon la revendication 10, caractérisé en ce que ledit capteur (14, 23) mesure au moins l'un des paramètres suivants : une contrainte, une accélération, une vitesse ou un déplacement engendré sur ledit fuselage (22).
12. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 5 à 11, caractérisé en ce que ledit capteur (15) est monté sur le moteur (4) de l'hélicoptère (H).
13. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 5 à 12, caractérisé en ce que ledit capteur (16) est formé de manière à mesurer un paramètre de l'environnement.
14. Hélicoptère, caractérisé en ce qu'il comporte le dispositif (1) spécifié sous l'une quelconque des revendications 5 à 13, pour réduire l'effet des vibrations engendrées par la chaîne cinématique (2, 3, 4, 5) dudit hélicoptère (H).
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Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2864025A1 (fr) * | 2003-12-23 | 2005-06-24 | Eurocopter France | Procede et dispositif pour reduire par un empennage orientable les vibrations engendrees sur le fuselage d'un helicoptere |
| FR2864026A1 (fr) * | 2003-12-23 | 2005-06-24 | Eurocopter France | Procede et dispositif pour reduire par une derive orientable les vibrations engendrees sur le fuselage d'un helicoptere |
| CN109050895A (zh) * | 2013-11-13 | 2018-12-21 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 多旋翼无人飞行器 |
| US11338912B2 (en) | 2012-11-15 | 2022-05-24 | SZ DJI Technology Co., Ltd. | Unmanned aerial vehicle and operations thereof |
Families Citing this family (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6138947A (en) * | 1997-08-22 | 2000-10-31 | Sikorsky Aircraft Corporation | Active noise control system for a defined volume |
| US6105900A (en) * | 1997-12-23 | 2000-08-22 | Sikorsky Aircraft Corporation | Active noise control system for a helicopter gearbox mount |
| US6832973B1 (en) | 2000-07-21 | 2004-12-21 | William A. Welsh | System for active noise reduction |
| US6467723B1 (en) | 2000-10-10 | 2002-10-22 | Lord Corporation | Active vibration control system for helicopter with improved actustor placement |
| FR2843812B1 (fr) * | 2002-08-26 | 2004-10-08 | Eurocopter France | Systeme pour controler la stabilite en torsion de la chaine cinematique d'un appareil, en particulier d'un helicoptere |
| US9067672B2 (en) | 2012-02-10 | 2015-06-30 | Bell Helicopter Textron Inc. | Pilot control system with pendent grip |
| US8812177B2 (en) * | 2012-02-10 | 2014-08-19 | Bell Helicopter Textron Inc. | Integrated aircraft flight control units |
| US9056675B2 (en) | 2012-02-10 | 2015-06-16 | Bell Helicopter Textron Inc. | Pilot control system with hand rest |
| US9051836B2 (en) | 2012-02-10 | 2015-06-09 | Bell Helicopter Textron Inc. | Pilot control system with compact gimbal mechanism |
| US9764830B2 (en) | 2012-02-10 | 2017-09-19 | Bell Helicopter Textron Inc. | Pilot control system with adjustable pedals |
| EP2687440B1 (fr) | 2012-07-16 | 2017-10-11 | Airbus Defence and Space GmbH | Appareil et procédé pour réduire, éviter ou éliminer les vibrations latérales d'un hélicoptère |
| DE102018207140B4 (de) | 2018-05-08 | 2023-12-28 | Airbus Helicopters Technik Gmbh | Verfahren zur Dämpfung von Torsionsschwingungen in einem Antriebsstrang und Antriebsstrang |
Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3795375A (en) * | 1972-05-22 | 1974-03-05 | Kaman Aerospace Corp | System for continuously trimming helicopter rotor blades during flight |
| US3938762A (en) * | 1974-05-20 | 1976-02-17 | Textron, Inc. | Rotor blade force track sensing system and automatic span tracking system |
| US3954229A (en) * | 1975-01-02 | 1976-05-04 | Textron, Inc. | Automatic one-per-rev control system |
| DE2736409A1 (de) * | 1977-08-12 | 1979-02-22 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Verfahren zur zyklischen aenderung des einstellwinkels des rotorblattes eines fluggeraetes, insbesondere eines hubschraubers |
| GB2149473A (en) * | 1983-11-08 | 1985-06-12 | Lucas Ind Plc | Actuator system |
| US4819182A (en) * | 1985-06-21 | 1989-04-04 | Westland Plc | Method and apparatus for reducing vibration of a helicopter fuselage |
| EP0521759A1 (fr) * | 1991-07-02 | 1993-01-07 | Eurocopter France | Procédé et dispositif pour la réduction des oscillations à caractère divergent du fuselage d'un hélicoptère |
| GB2274634A (en) * | 1993-01-30 | 1994-08-03 | Westland Helicopters | Controlling helicopter anti-torque rotor. |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4519743A (en) * | 1980-03-21 | 1985-05-28 | Massachusetts Institute Of Technology | Helicopter individual blade control system |
| US4470121A (en) * | 1981-08-17 | 1984-09-04 | United Technologies Corporation | Multi-frequency vibration controller using fluid-filled cantilever beam for vibration excitation & absorption |
| US5072893A (en) * | 1987-05-28 | 1991-12-17 | The Boeing Company | Aircraft modal suppression system |
| US4965879A (en) * | 1988-10-13 | 1990-10-23 | United Technologies Corporation | X-wing fly-by-wire vehicle management system |
| US5108044A (en) * | 1991-04-11 | 1992-04-28 | United Technologies Corporation | Shroud-fin integration shelf for a helicopter empennage structure |
| US5195700A (en) * | 1991-08-28 | 1993-03-23 | United Technologies Corporation | Low speed model following velocity command system for rotary wing aircraft |
| JP2577170B2 (ja) * | 1992-11-25 | 1997-01-29 | 川崎重工業株式会社 | 回転翼航空機用ピッチリンク及びその自動調整装置 |
-
1996
- 1996-04-04 FR FR9604234A patent/FR2747099B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
1997
- 1997-04-04 US US08/832,783 patent/US5895012A/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3795375A (en) * | 1972-05-22 | 1974-03-05 | Kaman Aerospace Corp | System for continuously trimming helicopter rotor blades during flight |
| US3938762A (en) * | 1974-05-20 | 1976-02-17 | Textron, Inc. | Rotor blade force track sensing system and automatic span tracking system |
| US3954229A (en) * | 1975-01-02 | 1976-05-04 | Textron, Inc. | Automatic one-per-rev control system |
| DE2736409A1 (de) * | 1977-08-12 | 1979-02-22 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Verfahren zur zyklischen aenderung des einstellwinkels des rotorblattes eines fluggeraetes, insbesondere eines hubschraubers |
| GB2149473A (en) * | 1983-11-08 | 1985-06-12 | Lucas Ind Plc | Actuator system |
| US4819182A (en) * | 1985-06-21 | 1989-04-04 | Westland Plc | Method and apparatus for reducing vibration of a helicopter fuselage |
| EP0521759A1 (fr) * | 1991-07-02 | 1993-01-07 | Eurocopter France | Procédé et dispositif pour la réduction des oscillations à caractère divergent du fuselage d'un hélicoptère |
| GB2274634A (en) * | 1993-01-30 | 1994-08-03 | Westland Helicopters | Controlling helicopter anti-torque rotor. |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| ACHACHE: "DEVELOPMENT OF AN EXPERIMENTAL SYSTEM FOR ACTIVE CONTROL OF VIBRATIONS ON HELICOPTERS", VERTICA, vol. 11, no. 1/2, 1 January 1987 (1987-01-01), EXETER,DEVON,GR.BRITAIN, pages 123 - 138, XP002020783 * |
| BITTANTI S ET AL: "ACTIVE CONTROL OF VIBRATIONS IN HELICOPTERS: FROM HHC TO OBC", PROCEEDINGS OF THE EUROPEAN ROTOCRAFT FORUM, AVIGNON, SEPT. 15 - 17, 1992, vol. VOL. 2, no. FORUM 18, 15 September 1992 (1992-09-15), ASSOCIATION AERONAUTIQUE ET ASTRONAUTIQUE DE FRANCE, pages 107.1 - 107.10, XP000380130 * |
| O'LEARY: "DESIGN OF HIGHER HARMONIC CONTROL FOR THE ABCTM", JOURNAL OF THE AMERICAN HELICOPTER SOCIETY, vol. 27, no. 1, 1 January 1982 (1982-01-01), EASTON,PA,USA, pages 52 - 57, XP002020782 * |
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2864025A1 (fr) * | 2003-12-23 | 2005-06-24 | Eurocopter France | Procede et dispositif pour reduire par un empennage orientable les vibrations engendrees sur le fuselage d'un helicoptere |
| FR2864026A1 (fr) * | 2003-12-23 | 2005-06-24 | Eurocopter France | Procede et dispositif pour reduire par une derive orientable les vibrations engendrees sur le fuselage d'un helicoptere |
| EP1547919A1 (fr) * | 2003-12-23 | 2005-06-29 | Eurocopter | Procédé et dispositif pour réduire par une dérive orientable les vibrations engendrées sur le fuselage d'un hélicoptère |
| EP1547920A1 (fr) * | 2003-12-23 | 2005-06-29 | Eurocopter | Procédé et dispositif pour réduire par un empennage orientable les vibrations engendrées sur le fuselage d'un hélicoptère |
| US7451949B2 (en) | 2003-12-23 | 2008-11-18 | Eurocopter | Method for using a tiltable stabilizer to reduce vibration generated on the fuselage of a helicopter |
| US7461819B2 (en) | 2003-12-23 | 2008-12-09 | Eurocopter | Method for using a steerable tall fin to reduce the vibration generated on the fuselage of a helicopter |
| US11338912B2 (en) | 2012-11-15 | 2022-05-24 | SZ DJI Technology Co., Ltd. | Unmanned aerial vehicle and operations thereof |
| CN109050895A (zh) * | 2013-11-13 | 2018-12-21 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 多旋翼无人飞行器 |
| CN109050895B (zh) * | 2013-11-13 | 2022-12-30 | 深圳市大疆创新科技有限公司 | 多旋翼无人飞行器 |
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