FR2749901A1 - Dispositif pour reduire les vibrations engendrees par un rotor de sustentation d'un aeronef a voilure tournante - Google Patents
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Abstract
La présente invention concerne un dispositif pour réduire les vibrations du rotor d'un aéronef à voilure tournante, comportant une masse battante (M1) maintenue élastiquement radialement sur le moyeu (4) du rotor au voisinage de son axe (X-X) et fixée sur une tige articulée (10) sensiblement longitudinale audit axe (X-X). Selon l'invention, ledit dispositif comporte: - une masse battante de réglage (M2), montée déplaçable sur la tige (10) et présentant une position de réglage, pour laquelle la fréquence du résonateur formé par lesdites masses battantes (M1, M2) est adaptée à la fréquence desdites vibrations; et - des moyens d'entraînement (18) pour amener la masse battante de réglage (M2) à ladite position de réglage.
Description
La présente invention concerne un dispositif pour réduire les vibrations engendrées par un rotor de sustentation d'un aéronef à voilure tournante.
On sait que les pales d'un aéronef à voilure tournante, notamment d'un hélicoptère, subissent des efforts alternés périodiques, en battement et en traînée. Ces efforts provoquent des contraintes et des réactions au niveau du moyeu du rotor, et en particulier des moments de flexion et de torsion appliqués à l'arbre du rotor.
Ces contraintes alternées et les réactions du moyeu se répètent régulièrement à chaque tour de rotation du rotor et induisent, en particulier au travers de l'arbre du rotor, des barres de suspension et du carter de la boîte de transmission principale, des vibrations essentiellement horizontales et verticales, qui se propagent dans tout le fuselage et sont notamment très sensibles dans la cabine de pilotage de l'aéronef.
Les vibrations ainsi engendrées sont particulièrement gênantes, puisqu'elles sont notamment susceptibles de limiter la vitesse maximale de l'aéronef, d'affaiblir sa résistance structurale et d'affecter le confort des occupants de l'aéronef.
Par le brevet français nO 2 416 838 de la demanderesse, on connaît un dispositif susceptible de réduire efficacement de telles vibrations gênantes. Pour ce faire, ledit dispositif comporte une masse battante principale, montée à la partie supérieure du moyeu du rotor, maintenue radialement par des moyens élastiques au voisinage de l'axe du rotor et fixée à l'extrémité supérieure d'une tige qui est agencée, de façon sensiblement longitudinale à l'axe du rotor, dans un évidement central prévu dans la partie supérieure de l'arbre dudit rotor et qui est articulée à son extrémité inférieure en un point situé sur ledit axe, autour d'une direction orthogonale audit axe.
Par conséquent, la masse battante de ce dispositif connu s'oppose directement aux vibrations engendrées par le rotor, en agissant au niveau de la source même de ces vibrations. A cet effet, sa fréquence propre, de valeur constante, et qui dépend de sa masse et de la raideur desdits moyens élastiques, est adaptée lors de sa réalisation, à la fréquence d'excitation des vibrations à réduire.
Ce dispositif connu est donc particulièrement efficace tant que la fréquence d'excitation des vibrations à réduire varie peu et reste proche de la fréquence propre constante de ladite masse battante.
Toutefois, dès qu'une variation de la fréquence d'excitation desdites vibrations entraîne une divergence importante entre ces deux fréquences, ledit dispositif connu n'est plus guère efficace, puisque sa fréquence propre ne peut pas être modifiée et adaptée à de telles fréquences variables des vibrations du rotor.
La présente invention a pour objet de remédier à cet inconvénient. Elle concerne le perfectionnement du dispositif connu et précité de réduction de vibrations, pour le rendre efficace de façon simple et peu coûteuse contre des vibrations du rotor, à fréquences d'excitation variables.
A cet effet, selon l'invention, ledit dispositif de réduction de vibrations comporte en plus des éléments précités - une masse battante de réglage, montée déplaçable sur
ladite tige et susceptible d'être amenée et maintenue à
une position de réglage, pour laquelle la fréquence propre
de l'ensemble résonateur formé par ladite masse battante
principale et ladite masse battante de réglage est adaptée
à la fréquence desdites vibrations du rotor à réduire ; et - des moyens d'entraînement, par exemple un moteur ou un
vérin d'actionnement, pour amener ladite masse battante de
réglage à ladite position de réglage et pour la maintenir
à cette position de réglage.
ladite tige et susceptible d'être amenée et maintenue à
une position de réglage, pour laquelle la fréquence propre
de l'ensemble résonateur formé par ladite masse battante
principale et ladite masse battante de réglage est adaptée
à la fréquence desdites vibrations du rotor à réduire ; et - des moyens d'entraînement, par exemple un moteur ou un
vérin d'actionnement, pour amener ladite masse battante de
réglage à ladite position de réglage et pour la maintenir
à cette position de réglage.
Ainsi, grâce à l'invention, on peut adapter facilement ledit dispositif de réduction de vibrations à des vibrations à fréquences d'excitation variables, en amenant simplement la masse battante de réglage à la position de réglage appropriée sur ladite tige articulée, puisque la fréquence propre de l'ensemble résonateur formé par ladite masse battante principale et ladite masse battante de réglage dépend de la position de la masse battante de réglage le long de ladite tige articulée.
De plus, ledit dispositif conforme à l'invention peut être réalisé de façon simple et à coût réduit.
De façon avantageuse, ladite masse battante de réglage est réalisée en un matériau dense, sous forme d'un cylindre qui est muni d'un perçage traversant, cylindrique et coaxial, susceptible d'être traversé par ladite tige.
En outre, pour permettre une adaptation automatique à des vibrations à fréquences variables, le dispositif conforme à l'invention comporte de plus, avantageusement - au moins un capteur, de préférence un accéléromètre, un
vé loc imètre, un capteur de déplacement ou une jauge de
contrainte, susceptible de mesurer les valeurs d'au moins
un paramètre représentatif des vibrations engendrées par
le rotor ; et - un calculateur, recevant les valeurs mesurées par ledit
capteur, déterminant en fonction de ces valeurs la
position de réglage de ladite masse battante de réglage,
ainsi que des ordres de commande desdits moyens d'entraî
nement pour commander le déplacement de ladite masse
battante de réglage à ladite position de réglage, et
adressant auxdits moyens d'entraînement les ordres de
commande ainsi déterminés.
vé loc imètre, un capteur de déplacement ou une jauge de
contrainte, susceptible de mesurer les valeurs d'au moins
un paramètre représentatif des vibrations engendrées par
le rotor ; et - un calculateur, recevant les valeurs mesurées par ledit
capteur, déterminant en fonction de ces valeurs la
position de réglage de ladite masse battante de réglage,
ainsi que des ordres de commande desdits moyens d'entraî
nement pour commander le déplacement de ladite masse
battante de réglage à ladite position de réglage, et
adressant auxdits moyens d'entraînement les ordres de
commande ainsi déterminés.
Dans un premier mode de réalisation du dispositif conforme à l'invention, comportant plusieurs capteurs, de façon avantageuse, au moins un premier desdits capteurs est monté sur la tête du rotor, pour mesurer une accélération horizontale, et au moins un second desdits capteurs est monté sur ladite masse battante principale, également pour mesurer une accélération horizontale.
En outre, dans un second mode de réalisation, ledit dispositif comporte un ou plusieurs capteurs agencés - sur le fuselage de l'aéronef - sur la boîte de transmission principale de l'aéronef
et/ou - sur l'interface entre la bote de transmission principale
et le fuselage de l'aéronef.
et/ou - sur l'interface entre la bote de transmission principale
et le fuselage de l'aéronef.
Par ailleurs, dans un premier mode de mise en oeuvre de l'invention, pour des vibrations du rotor de fréquence F, le calculateur définit de façon avantageuse, comme position de réglage sur la tige, la position de la masse battante de réglage, pour laquelle son centre de gravité est situé, sur ladite tige, à une distance z de l'extrémité inférieure articulée de la tige, ladite distance z vérifiant l'expres- sion
dans laquelle - L est la distance entre le centre de gravité de la masse
battante principale et ladite extrémité inférieure arti
culée de la tige - m représente la masse de la masse battante principale - p représente la masse de la masse battante de réglage ; et - K représente la raideur des moyens élastiques maintenant
la masse battante principale radialement à proximité de
l'axe du rotor.
dans laquelle - L est la distance entre le centre de gravité de la masse
battante principale et ladite extrémité inférieure arti
culée de la tige - m représente la masse de la masse battante principale - p représente la masse de la masse battante de réglage ; et - K représente la raideur des moyens élastiques maintenant
la masse battante principale radialement à proximité de
l'axe du rotor.
A cet effet, selon l'invention, ledit calculateur peut déterminer ladite fréquence F des vibrations du rotor à partir des différentes mesures, notamment accélérométriques, réalisées par le ou les capteurs utilisés.
Toutefois, dans un mode de réalisation préférentiel, on utilise un capteur qui est, par exemple, relié à une roue phonique montée à proximité du rotor et qui détecte la vitesse de rotation Q dudit rotor, ladite vitesse de rotation Q permettant de déterminer directement la fréquence F des vibrations à réduire du rotor, à partir de l'expression F=b.Q, b étant le nombre de pales dudit rotor.
On sait que, notamment en raison de la structure de l'hélicoptère, la courbe de fréquence des vibrations n'est souvent pas la même au niveau de la cabine de pilotage de l'aéronef, qu'au niveau du rotor. Aussi, lorsque l'on veut surtout réduire les vibrations engendrées dans la cabine de pilotage, notamment pour obtenir un pilotage plus confortable, on utilise un second mode de mise en oeuvre de l'invention, approprié à ce but.
Selon ce second mode de mise en oeuvre de l'invention, pour déterminer la position de réglage de la masse battante de réglage, ledit calculateur commande, de façon avantageuse, des déplacements successifs de la masse battante de réglage le long de ladite tige, afin de déterminer la position permettant de minimiser le niveau vibratoire global dans la cabine de pilotage de l'aéronef, ledit niveau vibratoire global NVG étant défini à partir de l'expression
dans laquelle - rl à rn sont des accélérations mesurées dans ladite cabine
de pilotage ; et - n est le nombre d'accélérations différentes mesurées, la position ainsi déterminée représentant la position de réglage de la masse battante de réglage.
dans laquelle - rl à rn sont des accélérations mesurées dans ladite cabine
de pilotage ; et - n est le nombre d'accélérations différentes mesurées, la position ainsi déterminée représentant la position de réglage de la masse battante de réglage.
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.
La figure 2 montre schématiquement la partie superieure du dispositif conforme à l'invention.
La figure 3 illustre schématiquement le mode de fonctionnement du dispositif conforme à l'invention.
La figure 4 montre schématiquement l'agencement d'un dispositif conforme à l'invention sur un aéronef à voilure tournante, illustrant simultanément trois modes de réalisation différents.
La figure 5 montre schématiquement l'agencement d'un dispositif conforme à l'invention sur un aéronef à voilure tournante, dans un quatrième mode de réalisation.
Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématiquement sur la figure 1 est monté sur un aéronef H à voilure tournante V, par exemple un hélicoptère, et est destiné à réduire les vibrations engendrées par le rotor formant ladite voilure tournante V, dont on a partiellement représenté l'arbre d'entraînement 2 sur la figure 1, ledit arbre 2 d'axe X-X étant muni au moins dans sa partie supérieure 2A d'un évidement central cylindrique 3.
A cet effet, ledit dispositif 1 est du type connu comportant une masse battante principale M1 qui est - montée à la partie supérieure 4A du moyeu 4 dudit rotor
dans un ensemble support 5 précisé ci-dessous. Ledit moyeu
4 qui est fixé de façon connue par des moyens non repré
sentés sur l'arbre 2 du rotor, est pourvu d'un évidement
central cylindrique 6 de même diamètre que l'évidement 3
de l'arbre 2, et coaxial à ce dernier - maintenue radialement par des moyens élastiques 7, de
préférence des ressorts hélicoïdaux, au voisinage de l'axe
X-X de l'arbre 2. A cet effet, lesdits moyens élastiques 7
qui sont agencés dans un plan orthogonal à l'axe X-X
prennent appui, à chaque fois, d'une part, sur des butées
8 de l'ensemble support 5 et, d'autre part, sur des faces
opposées 9 évidées en correspondance de la masse battante
principale M1 ; et - fixée à la partie supérieure 10A d'une tige 10.
dans un ensemble support 5 précisé ci-dessous. Ledit moyeu
4 qui est fixé de façon connue par des moyens non repré
sentés sur l'arbre 2 du rotor, est pourvu d'un évidement
central cylindrique 6 de même diamètre que l'évidement 3
de l'arbre 2, et coaxial à ce dernier - maintenue radialement par des moyens élastiques 7, de
préférence des ressorts hélicoïdaux, au voisinage de l'axe
X-X de l'arbre 2. A cet effet, lesdits moyens élastiques 7
qui sont agencés dans un plan orthogonal à l'axe X-X
prennent appui, à chaque fois, d'une part, sur des butées
8 de l'ensemble support 5 et, d'autre part, sur des faces
opposées 9 évidées en correspondance de la masse battante
principale M1 ; et - fixée à la partie supérieure 10A d'une tige 10.
Ladite tige 10 est, quant à elle - agencée dans l'évidement 3 de l'arbre 2 du rotor en
traversant l'évidement 6 du moyeu 4 - disposée sensiblement longitudinalement à l'axe X-X de
l'arbre 2 ; et - articulée à son extrémité inférieure 10B par l'intermé
diaire d'une rotule 11 qui est maintenue par un support
12.
traversant l'évidement 6 du moyeu 4 - disposée sensiblement longitudinalement à l'axe X-X de
l'arbre 2 ; et - articulée à son extrémité inférieure 10B par l'intermé
diaire d'une rotule 11 qui est maintenue par un support
12.
Ladite rotule 11 est centrée sur l'axe X-X en un point Q et elle permet l'articulation de la tige 10 autour d'une direction orthogonale audit axe X-X (ladite direction orthogonale passant par ledit point O et étant orthogonale au plan de la figure 1).
De plus, le support 12 est réalisé sous forme d'un fût, entourant ladite tige 10 et fixé par des moyens connus non représentés sur une collerette 13 qui est solidaire du moyeu 4, à sa partie superieure 4A.
Ledit support 12 est destiné à la fois à centrer la tige 10 sur l'axe X-X et à assurer son articulation par l'interme- diaire de la rotule 11.
Par ailleurs, ledit ensemble support 5 présente une forme en étoile à trois branches, tel que représenté sur la figure 2, de préférence de forme adaptée à celle du moyeu 4. Chacune des dites branches qui sont décalées les unes par rapport aux autres de 1200, sert de logement à des moyens élastiques 7.
Dans le cadre de la présente invention, ledit ensemble support 5 peut bien entendu comporter un nombre différent de branches.
De façon connue, comme on peut le voir sur la figure 1, ledit ensemble support 5 est formé d'un flasque supérieur 14 et d'un flasque inférieur 15, qui sont écartés l'un de l'autre par les supports 8 réalisés sous forme d'entretoises et qui sont fixés sur ces derniers par des moyens non representes de maniere à former un espace 16 pour ladite masse battante principale MI et lesdits moyens élastiques 7.
Cet ensemble support 5 est en outre fixé sur le support 12, et donc le moyeu 4, par l'intermédiaire d'une collerette 17.
Ainsi, la masse battante principale M1 peut osciller légèrement dans un plan non représenté sensiblement orthogonal à l'axe X-X, comme indiqué par une double flèche E.
Par conséquent, lorsque le rotor de l'aéronef H tourne et engendre des vibrations, ladite masse battante principale M1 entre en oscillation dans ledit plan orthogonal précité de manière à s'opposer aux vibrations du rotor. L'effort d'inertie de ladite masse battante principale M1 compense alors l'effort d'excitation engendré par le rotor.
Le dispositif 1 formé de la manière décrite précédemment et correspondant au dispositif décrit dans le brevet français nO 2 416 838 de la demanderesse, est particulièrement efficace lorsque sa fréquence propre, qui est définie de façon connue à partir de la raideur desdits moyens élastiques 7 et de la masse de ladite masse battante principale
M1, est adaptée à la fréquence d'excitation des vibrations à réduire, engendrées par le rotor.
M1, est adaptée à la fréquence d'excitation des vibrations à réduire, engendrées par le rotor.
Toutefois, des inconvénients apparaissent lorsque les vibrations à réduire présentent des fréquences d'excitation variables, pour lesquelles le dispositif n'est pas défini.
Aussi, pour rendre ledit dispositif 1 efficace contre des vibrations à fréquences variables, selon l'invention, ce dernier comporte en plus des éléments précités, tel que représenté sur la figure 1 - une masse battante de réglage M2, montée déplaçable sur
ladite tige 10 et susceptible d'être amenée et maintenue à
une position de réglage, pour laquelle la fréquence propre
de l'ensemble résonateur formé par ladite masse battante
principale M1 et ladite masse battante de réglage M2,
fréquence propre qui dépend de la position de la masse
battante de réglage M2 le long de ladite: tige 10, est
adaptée à la fréquence des dites vibrations à réduire ; et - des moyens d'entraînement 18, par exemple un vérin ou un
moteur, pour amener ladite masse battante de réglage M2 à
ladite position de réglage et pour la maintenir à cette
position de réglage.
ladite tige 10 et susceptible d'être amenée et maintenue à
une position de réglage, pour laquelle la fréquence propre
de l'ensemble résonateur formé par ladite masse battante
principale M1 et ladite masse battante de réglage M2,
fréquence propre qui dépend de la position de la masse
battante de réglage M2 le long de ladite: tige 10, est
adaptée à la fréquence des dites vibrations à réduire ; et - des moyens d'entraînement 18, par exemple un vérin ou un
moteur, pour amener ladite masse battante de réglage M2 à
ladite position de réglage et pour la maintenir à cette
position de réglage.
Ainsi, en réalisant le positionnement adéquat de la masse battante de réglage M2 sur ladite tige 10, on peut régler facilement et efficacement la fréquence propre du dispositif 1, et donc l'adapter à tout instant aux fréquences des vibrations à réduire.
Selon l'invention, ladite masse battante de réglage M2 est réalisée en un matériau dense, sous forme d'un cylindre qui est muni d'un perçage traversant 19 cylindrique et coaxial, susceptible d'être traversé par ladite tige 10.
Ledit perçage 19 peut notamment comporter, dans un mode de réalisation particulier, un filetage non représenté destiné à coopérer avec un filetage correspondant également non représenté de la tige 10.
En outre, selon l'invention, afin de pouvoir réaliser l'adaptation en fréquence du dispositif 1 de façon automatique, ledit dispositif 1 comporte de plus - des capteurs C1, C2, C3,... susceptibles de mesurer les
valeurs d'au moins un paramètre representatif, précisé
ci-dessous, des vibrations à réduire du rotor ; et - un calculateur CAL relié par l'intermédiaire de liaisons
L1, L2, L3,... auxdits capteurs C1, C2, C3,... recevant
les valeurs mesurées par lesdits capteurs C1, C2, C3,...
valeurs d'au moins un paramètre representatif, précisé
ci-dessous, des vibrations à réduire du rotor ; et - un calculateur CAL relié par l'intermédiaire de liaisons
L1, L2, L3,... auxdits capteurs C1, C2, C3,... recevant
les valeurs mesurées par lesdits capteurs C1, C2, C3,...
déterminant en temps réel en fonction des valeurs reçues,
d'une part, la position de réglage de la masse battante de
réglage M2 et, d'autre part, des ordres de commande des
moyens d'entraînement 18 pour amener ladite masse battante
de réglage M2 à ladite position de réglage, et adressant
auxdits moyens d'entraînement par une liaison 20 les
ordres de commande ainsi déterminés.
d'une part, la position de réglage de la masse battante de
réglage M2 et, d'autre part, des ordres de commande des
moyens d'entraînement 18 pour amener ladite masse battante
de réglage M2 à ladite position de réglage, et adressant
auxdits moyens d'entraînement par une liaison 20 les
ordres de commande ainsi déterminés.
Selon le mode de réalisation envisagé, lesdits capteurs C1,
C2, C3,... peuvent notamment être des accéléromètres, des vélocimètres, des capteurs de déplacement et/ou des jauges de contrainte.
C2, C3,... peuvent notamment être des accéléromètres, des vélocimètres, des capteurs de déplacement et/ou des jauges de contrainte.
Selon l'invention, pour des vibrations de fréquence F, le calculateur CAL définit comme position de réglage de la masse battante de réglage M2, la position pour laquelle le centre de gravité 21 de ladite masse battante de réglage M2 est situé, tel que représenté à la figure 3, à une distance z du point O, c'est-à-dire de l'extrémité inférieure articulée 10B de ladite tige 10, ladite distance z vérifiant l'expression
dans laquelle - L est la distance entre le centre de gravité 22 de la
masse battante principale M1 et ledit point O - m représente la masse de la masse battante principale M1 - p représente la masse de la masse battante de réglage M2 ;
et - K représente la raideur des moyens élastiques 7.
dans laquelle - L est la distance entre le centre de gravité 22 de la
masse battante principale M1 et ledit point O - m représente la masse de la masse battante principale M1 - p représente la masse de la masse battante de réglage M2 ;
et - K représente la raideur des moyens élastiques 7.
A cet effet, ladite fréquence F peut être déterminée par le calculateur CAL à partir de mesures, notamment des mesures accélérométriques, réalisées par lesdits capteurs.
Toutefois, dans un mode de réalisation préférentiel, permettant une mise en oeuvre simplifiée de l'invention, on utilise un capteur C2 représenté sur la figure 4, qui détecte la vitesse de rotation Q dudit rotor, ce qui permet de déduire directement ladite fréquence F des vibrations à réduire du rotor, à partir de l'expression F=b.Q, b étant le nombre de pales 23 dudit rotor. En effet, on sait que les pales 23 du rotor subissent des efforts alternés périodiques, en battement et en traînée, qui provoquent des contraintes et des réactions au niveau du moyeu 4. Ces contraintes alternées et les réactions du moyeu se répètent régulièrement à chaque tour de rotation du rotor et pour chaque pale 23. Leur fréquence est donc égale à bQ.
Dans ce cas, ledit capteur C2 peut être formé de manière à détecter le signal émis, le cas échéant, par une roue phonique montée à proximité de l'arbre 2 du rotor.
Dans un autre mode de réalisation également représenté sur la figure 4, on monte un premier capteur C3 sur la tête du rotor, pour mesurer une accélération horizontale, et on monte un second capteur C1 sur la masse battante principale
M1, également pour mesurer une accélération horizontale.
M1, également pour mesurer une accélération horizontale.
Ledit calculateur CAL détermine alors la position de réglage et les ordres de commande des moyens d'entraînement 18 à partir des mesures réalisées par ces capteurs C1 et C3.
En outre, dans un mode de réalisation supplémentaire représenté sur la figure 5, on monte des capteurs - sur la boîte de transmission principale BTP de l'aéronef
H, comme par exemple le capteur C4 - sur le fuselage 24 de l'aéronef H, comme par exemple les
capteurs C5 à C7 ; et/ou - sur l'interface 25, entre la bote de transmission princi
pale BTP et le fuselage 24, comme par exemple le capteur
C8.
H, comme par exemple le capteur C4 - sur le fuselage 24 de l'aéronef H, comme par exemple les
capteurs C5 à C7 ; et/ou - sur l'interface 25, entre la bote de transmission princi
pale BTP et le fuselage 24, comme par exemple le capteur
C8.
On sait que la courbe de fréquence des vibrations n'est souvent pas la même au niveau de la cabine de pilotage, qu'au niveau du rotor. Aussi, lorsque l'on veut réduire essentiellement les vibrations engendrées dans la cabine de pilotage, on met en oeuvre un mode de détermination approprié de la position de réglage de la masse battante de réglage M2, précisé ci-après.
Dans ce cas, selon l'invention, ledit calculateur CAL commande des déplacements successifs de la masse battante M2 de réglage le long de ladite tige 10, afin de déterminer une position permettant de minimiser le niveau vibratoire global dans la cabine de pilotage de l'aéronef H, ledit niveau vibratoire global NVG étant défini à partir de 1'expres- sion
dans laquelle - rl à rn sont des accélérations mesurées, par exemple par
les capteurs C9 à Cîl représentés sur la figure 4, dans
ladite cabine de pilotage ; et - n est le nombre d'accélérations différentes mesurées, la position ainsi déterminée représentant la position de réglage de la masse battante de réglage M2.
dans laquelle - rl à rn sont des accélérations mesurées, par exemple par
les capteurs C9 à Cîl représentés sur la figure 4, dans
ladite cabine de pilotage ; et - n est le nombre d'accélérations différentes mesurées, la position ainsi déterminée représentant la position de réglage de la masse battante de réglage M2.
Pour ce faire, on réalise plus précisément les opérations suivantes - on commande un déplacement arbitraire de la masse battante
de réglage M2 le long de la tige 10 - on mesure les accélérations rl à rn - on calcule et on enregistre le niveau vibratoire global
NVG, à partir de ces mesures ; puis - de façon répétitive
on commande un nouveau déplacement dans un sens détermi
né
on mesure les accélérations Cl à rn
on calcule le niveau vibratoire global actuel NVG . on compare ledit niveau vibratoire global actuel NVG au
niveau vibratoire global enregistré ; et . en fonction de cette comparaison
Si le niveau vibratoire global actuel est plus faible,
on enregistre ledit niveau vibratoire global actuel à
la place du niveau vibratoire global précédemment
enregistré et on commande un nouveau déplacement de la
masse battante de réglage M2 dans le même sens que précédemment
sinon, on commande un nouveau déplacement de la masse
battante de réglage M2 en sens opposé ces opérations répétitives étant réitérées jusqu'à ce que la différence entre deux niveaux vibratoires globaux NVG successifs calculés et compares est inférieure à un seuil prédéterminé, la position obtenue alors pour la masse battante de réglage M2 représentant la position de réglage utilisée.
de réglage M2 le long de la tige 10 - on mesure les accélérations rl à rn - on calcule et on enregistre le niveau vibratoire global
NVG, à partir de ces mesures ; puis - de façon répétitive
on commande un nouveau déplacement dans un sens détermi
né
on mesure les accélérations Cl à rn
on calcule le niveau vibratoire global actuel NVG . on compare ledit niveau vibratoire global actuel NVG au
niveau vibratoire global enregistré ; et . en fonction de cette comparaison
Si le niveau vibratoire global actuel est plus faible,
on enregistre ledit niveau vibratoire global actuel à
la place du niveau vibratoire global précédemment
enregistré et on commande un nouveau déplacement de la
masse battante de réglage M2 dans le même sens que précédemment
sinon, on commande un nouveau déplacement de la masse
battante de réglage M2 en sens opposé ces opérations répétitives étant réitérées jusqu'à ce que la différence entre deux niveaux vibratoires globaux NVG successifs calculés et compares est inférieure à un seuil prédéterminé, la position obtenue alors pour la masse battante de réglage M2 représentant la position de réglage utilisée.
Claims (16)
1. Dispositif pour réduire les vibrations engendrées par un rotor de sustentation d'un aéronef (H) à voilure tournante (V), ledit rotor comportant un arbre (2) muni au moins dans sa partie supérieure (2A) d'un évidement central (3), et ledit dispositif comportant une masse battante principale (M1), montée à la partie supérieure (4A) du moyeu (4) dudit rotor, maintenue radialement par des moyens élastiques (7) au voisinage de l'axe (X-X) du rotor et fixée à l'extrémité supérieure (10A) d'une tige (10) qui est agencée dans ledit évidement central (3) de l'arbre (2) du rotor de façon sensiblement longitudinale à l'axe (X-X) dudit rotor et qui est articulée à son extrémité inférieure (10B) en un point (O) situé sur ledit axe (X-X), autour d'une direction orthogonale audit axe (X-X), caractérisé en ce qu'il comporte de plus - une masse battante de réglage (M2), montée déplaçable sur
ladite tige (10) et susceptible d'être amenee et maintenue
à une position de réglage, pour laquelle la fréquence
propre de l'ensemble résonateur formé par ladite masse
battante principale (M1) et ladite masse battante de
réglage (M2) est adaptée à la fréquence desdites vibra
tions du rotor à reduire ; et - des moyens d'entraînement (18) pour amener ladite masse
battante de reglage (M2) à ladite position de réglage et
pour la maintenir à cette position de réglage.
2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que ladite masse battante de réglage (M2) est réalisée en un matériau dense, sous forme d'un cylindre qui est muni d'un perçage traversant (19), cylindrique et coaxial, susceptible d'être traversé par ladite tige (10).
3. Dispositif selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que lesdits moyens drentraînement (18) comportent un moteur.
4. Dispositif selon l'une des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que lesdits moyens d'entraînement (18) comportent un vérin d'actionnement.
5. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 4, caractérisé en ce qu'il comporte de plus - au moins un capteur (C1 à C11) susceptible de mesurer les
valeurs d'au moins un paramètre représentatif des vibra
tions engendrées par le rotor ; et - un calculateur (CAL), recevant les valeurs mesurées par
ledit capteur (C1 à C11), determinant en fonction de ces
valeurs la position de réglage de ladite masse battante de
réglage (M2), ainsi que des ordres de commande desdits
moyens d'entraînement (18) pour commander le déplacement
de ladite masse battante de réglage (M2) à ladite position
de réglage, et adressant auxdits moyens d'entraînement
(18) les ordres de commande ainsi déterminés.
6. Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce que ledit capteur (C1 à C11) est un accéléromètre.
7. Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce que ledit capteur (C1 à C11) est un vélocimètre.
8. Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce que ledit capteur (C1 à C11) est un capteur de déplacement.
9. Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce que ledit capteur (C1 à Cli) est une jauge de contrainte.
10. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 5 à 9, ledit dispositif comportant plusieurs capteurs (C1, C3), caractérisé en ce qu'au moins un premier (C3) desdits capteurs est monté sur la tête du rotor, pour mesurer une accélération horizontale, et en ce qu'au moins un second (C1) desdits capteurs est monté sur ladite masse battante principale (Ml), également pour mesurer une accélération horizontale.
11. Dispositif selon lune quelconque des revendications 5 à 9, caractérisé en ce que ledit capteur (C5, C6, C7) est monté sur le fuselage (24) de l'aéronef (H).
12. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 5 à 9, caractérisé en ce que ledit capteur (C4) est monté sur la boîte de transmission principale (BTP) de l'aéronef (H).
13. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 5 à 9, caractérisé en ce que ledit capteur (C8) est monté sur l'interface (25) entre la boîte de transmission principale (BTP) et le fuselage (24) de l'aéronef (H).
14. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 13, caractérisé en ce que, pour des vibrations à réduire de fréquence F, le calculateur (CAL) définit comme position de réglage, sur la tige (10), la position de la masse battante de réglage (M2), pour laquelle son centre de gravité (21) est situé, sur ladite tige (10), à une distance z de l'extrémité inférieure articulée (1ou) de la tige (10), ladite distance z vérifiant l'expression
dans laquelle - L est la distance entre le centre de gravité (22) de la
masse battante principale (M1) et ladite extrémité infé
rieure articulée (lOB) de la tige (10) - m représente la masse de la masse battante principale (M1) - p représente la masse de la masse battante de réglage
(M2) ; et - K représente la raideur des moyens élastiques (7) mainte
nant la masse battante principale (M1) radialement à
proximité de l'axe (X-X) du rotor.
15. Dispositif selon la revendication 14, caractérisé en ce que ledit capteur (C2) détecte la vitesse de rotation Q dudit rotor, qui permet de déterminer directement la fréquence F des vibrations à reduire du rotor, à partir de l'expression F=b.Q, b étant le nombre de pales (23) dudit rotor.
16. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 5 à 13, caractérisé en ce que, pour déterminer la position de réglage de la masse battante de réglage (M2), ledit calculateur (CAL) commande des déplacements successifs de ladite masse battante de réglage (M2) le long de ladite tige (10), afin de déterminer la position permettant de minimiser le niveau vibratoire global dans la cabine de pilotage de l'aéronef (H), ledit niveau vibratoire global NVG étant defini à partir de l'expression
dans laquelle - Fl à rn sont des accélérations mesurées dans ladite cabine
de pilotage ; et - n est le nombre d'accélérations différentes mesurées, la position ainsi déterminée représentant la position de réglage de la masse battante de réglage.
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| US08/873,696 US6045090A (en) | 1996-06-12 | 1997-06-12 | Device for reducing the vibrations generated by a lift rotor of a rotary-wing aircraft |
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| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2749901A1 true FR2749901A1 (fr) | 1997-12-19 |
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|---|---|
| US (1) | US6045090A (fr) |
| FR (1) | FR2749901B1 (fr) |
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1999022161A3 (fr) * | 1997-10-24 | 1999-08-05 | Lord Corp | Amortisseur de vibrations accorde adaptatif, systeme faisant appel a cet amortisseur et procede de commande de vibrations avec cet amortisseur |
| FR2804936A1 (fr) * | 2000-02-15 | 2001-08-17 | Bertin Technologies Sa | Engin volant telecommande, en particulier de surveillance ou d'inspection |
| WO2008155632A1 (fr) * | 2007-06-20 | 2008-12-24 | Agusta S.P.A. | Rotor d'hélicoptère comprenant un amortisseur de vibrations et son procédé de modernisation |
| EP2253535A1 (fr) | 2009-05-20 | 2010-11-24 | Eurocopter | 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 |
| EP2253534A1 (fr) | 2009-05-20 | 2010-11-24 | Eurocopter | Dispositif à masses concentrées pour réduire les vibrations engendrées par un rotor de sustentation d'un giravion, et moyeu d'un rotor muni d'un tel dispositif |
| EP2316731A1 (fr) | 2009-10-27 | 2011-05-04 | Eurocopter | Dispositif pour réduire les vibrations engendrées par un rotor d'un giravion, et giravion muni d'un tel disposirif |
| WO2011064031A1 (fr) * | 2009-11-25 | 2011-06-03 | Robert Bosch Gmbh | Amortisseur de vibration commandé |
| EP2383183A1 (fr) | 2010-04-30 | 2011-11-02 | Eurocopter | Dispositif pour réduire les vibrations engendrées par un rotor de sustentation d'un giravion, et moyeu d'un rotor muni d'un dispositiv |
| EP2857313A1 (fr) | 2013-10-03 | 2015-04-08 | AGUSTAWESTLAND S.p.A. | Rotor d'un aéronef à voilure tournante comprenant un dispositiv pour reduire les vibrations |
| EP3208192A1 (fr) | 2016-02-22 | 2017-08-23 | LEONARDO S.p.A. | Dispositif d'amortissement de vibrations et méthode d'amortissement pour un rotor d'un aéronef apte à un vol stationnaire |
Families Citing this family (29)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE19832697C2 (de) * | 1998-07-21 | 2000-11-16 | Eurocopter Deutschland | Vorrichtung und Verfahren zur Reduktion von Schwingungen längs einer Schwingungsausbreitung, insbesondere in einem Hubschrauber |
| US6467723B1 (en) | 2000-10-10 | 2002-10-22 | Lord Corporation | Active vibration control system for helicopter with improved actustor placement |
| AU2002220535A1 (en) * | 2000-12-11 | 2002-06-24 | Ab Vibrator Aps | A device unit for generating a reciprocating driving motion for driving movable machine elements |
| US6746005B1 (en) | 2001-10-04 | 2004-06-08 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Constant natural frequency passive-active mount |
| WO2006083295A1 (fr) * | 2004-06-10 | 2006-08-10 | Lord Corporation | Methode et systeme de regulation des vibrations d'un helicoptere |
| US8267652B2 (en) * | 2004-08-30 | 2012-09-18 | Lord Corporation | Helicopter hub mounted vibration control and circular force generation systems for canceling vibrations |
| US7722322B2 (en) * | 2004-08-30 | 2010-05-25 | Lord Corporation | Computer system and program product for controlling vibrations |
| CN101022994B (zh) | 2004-08-30 | 2012-07-04 | 洛德公司 | 直升飞机振动控制系统和消除振动的旋转力发生器 |
| US8162606B2 (en) | 2004-08-30 | 2012-04-24 | Lord Corporation | Helicopter hub mounted vibration control and circular force generation systems for canceling vibrations |
| EP1844249B1 (fr) * | 2005-02-02 | 2017-06-07 | A2 Vibcon AB | Dispositif de reduction de vibrations et de sons |
| SE528267C2 (sv) * | 2005-02-02 | 2006-10-10 | A2 Acoustics Ab | Anordning för reducering av vibration och ljud |
| KR100739724B1 (ko) * | 2005-08-25 | 2007-07-13 | 삼성전자주식회사 | 진동 흡수 장치 및 이를 구비하는 광주사장치 |
| WO2008045073A2 (fr) * | 2006-10-12 | 2008-04-17 | Bell Helicopter Textron Inc. | Pylône monté dur atténuant les vibrations |
| CN101674982B (zh) * | 2007-04-24 | 2013-10-09 | 贝尔直升机泰克斯特龙公司 | 旋翼浆毂振动衰减器 |
| US9452828B2 (en) * | 2007-04-24 | 2016-09-27 | Textron Innovations Inc. | Rotor hub vibration attenuator |
| US8474745B2 (en) | 2007-04-24 | 2013-07-02 | Textron Innovations Inc. | Rotor hub vibration attenuator |
| US10526076B2 (en) | 2007-04-24 | 2020-01-07 | Textron Innovations Inc. | Rotor hub vibration attenuator |
| EP2209713B1 (fr) | 2007-10-25 | 2013-09-25 | Lord Corporation | Systemes repartis de controle actif des vibrations et aeronef a voilure tournante avec attenuation des vibrations |
| US20130092786A1 (en) * | 2011-10-13 | 2013-04-18 | Sikorsky Aircraft Corporation | Interferometric strain field sensor system for measuring rotor state |
| WO2015109089A1 (fr) * | 2014-01-15 | 2015-07-23 | Lord Corporation | Systèmes, dispositifs et procédés de commande de vibration active basés sur un moyeu et comportant des rotors non équilibrés et décalés |
| US10065730B2 (en) | 2014-01-22 | 2018-09-04 | Bell Helicopter Textron Inc. | Active vibration control system with non-concentric revolving masses |
| WO2016081681A1 (fr) * | 2014-11-19 | 2016-05-26 | Sikorsky Aircraft Corporation | Procédé d'équilibrage de moyeu de rotor principal |
| EP3988449B1 (fr) * | 2016-03-14 | 2023-11-01 | Textron Innovations Inc. | Atténuateur de vibration de moyeu de rotor |
| US10562617B2 (en) | 2016-03-14 | 2020-02-18 | Bell Helicopter Textron Inc. | Rotor hub vibration attenuator |
| CA3068426A1 (fr) * | 2017-06-27 | 2019-01-03 | Moog Inc. | Systeme de suppression de vibrations de masse pendulaire rotative variable |
| EP3599162B1 (fr) * | 2018-07-27 | 2020-11-11 | LEONARDO S.p.A. | Kit d'hélicoptère |
| US11408480B2 (en) * | 2018-12-07 | 2022-08-09 | Itt Manufacturing Enterprises Llc | Adaptive tuned vibration absorber |
| DK180710B1 (en) * | 2019-05-24 | 2021-12-16 | Soh Wind Tunnels Aps | Pendulum mass damper |
| EP3750801B1 (fr) * | 2019-06-13 | 2021-08-04 | LEONARDO S.p.A. | Rotor pour un aéronef capable de vol stationnaire |
Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2056164A1 (de) * | 1970-11-14 | 1972-05-31 | Bergner Fa R | Schwingungstilger für elektrische Freileitungen und Rohrleitungen, insbesondere Sammelschienenrohrleitungen von Freiluftschaltanlagen |
| FR2363737A1 (fr) * | 1976-09-07 | 1978-03-31 | Boeing Co | Systeme d'isolation de vibrations |
| GB2014099A (en) * | 1978-02-10 | 1979-08-22 | Aerospatiale | Damping vibrations in helicopter rotors |
| FR2416839A1 (fr) * | 1978-02-10 | 1979-09-07 | Aerospatiale | Dispositif resonateur pour attenuer les vibrations d'un rotor de giravion |
| GB2087033A (en) * | 1980-10-29 | 1982-05-19 | United Technologies Corp | Vibration isolation system |
| US4596513A (en) * | 1985-01-10 | 1986-06-24 | United Technologies Corporation | Helicopter air-spring vibration absorber |
| JPS61274134A (ja) * | 1985-05-29 | 1986-12-04 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ダイナミツクダンパ− |
| EP0206348A2 (fr) * | 1985-06-27 | 1986-12-30 | Nippon Kokan Kabushiki Kaisha | Amortisseur d'oscillations dynamique à pendule soumise à l'action de ressorts |
| US4819182A (en) * | 1985-06-21 | 1989-04-04 | Westland Plc | Method and apparatus for reducing vibration of a helicopter fuselage |
| EP0639500A1 (fr) * | 1993-03-16 | 1995-02-22 | Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha | Helicoptere |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1482690A (en) * | 1919-02-10 | 1924-02-05 | Evelyn Elizabeth Fairbanks Lan | Aeroplane propeller |
| US2451541A (en) * | 1945-05-24 | 1948-10-19 | United Aireraft Corp | Dynamic balancer for rotor blades |
| JPS5948403A (ja) * | 1982-09-13 | 1984-03-19 | Yashima Chem Ind Co Ltd | 水田用除草剤 |
| GB2160840B (en) * | 1984-06-29 | 1987-12-02 | Westland Plc | Method and apparatus for reducing vibration of a helicopter fuselage |
| US4863620A (en) * | 1988-10-18 | 1989-09-05 | The Procter & Gamble Company | Acidic liquid fabric softener with yellow color that changes to blue upon dilution |
| US5647726A (en) * | 1996-02-15 | 1997-07-15 | Bell Helicopter Textron Inc. | Rotor system vibration absorber |
-
1996
- 1996-06-12 FR FR9607280A patent/FR2749901B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
1997
- 1997-06-12 US US08/873,696 patent/US6045090A/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE2056164A1 (de) * | 1970-11-14 | 1972-05-31 | Bergner Fa R | Schwingungstilger für elektrische Freileitungen und Rohrleitungen, insbesondere Sammelschienenrohrleitungen von Freiluftschaltanlagen |
| FR2363737A1 (fr) * | 1976-09-07 | 1978-03-31 | Boeing Co | Systeme d'isolation de vibrations |
| GB2014099A (en) * | 1978-02-10 | 1979-08-22 | Aerospatiale | Damping vibrations in helicopter rotors |
| FR2416838A1 (fr) * | 1978-02-10 | 1979-09-07 | Aerospatiale | Dispositif pour attenuer les vibrations d'un rotor de giravion |
| FR2416839A1 (fr) * | 1978-02-10 | 1979-09-07 | Aerospatiale | Dispositif resonateur pour attenuer les vibrations d'un rotor de giravion |
| GB2087033A (en) * | 1980-10-29 | 1982-05-19 | United Technologies Corp | Vibration isolation system |
| US4596513A (en) * | 1985-01-10 | 1986-06-24 | United Technologies Corporation | Helicopter air-spring vibration absorber |
| JPS61274134A (ja) * | 1985-05-29 | 1986-12-04 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ダイナミツクダンパ− |
| US4819182A (en) * | 1985-06-21 | 1989-04-04 | Westland Plc | Method and apparatus for reducing vibration of a helicopter fuselage |
| EP0206348A2 (fr) * | 1985-06-27 | 1986-12-30 | Nippon Kokan Kabushiki Kaisha | Amortisseur d'oscillations dynamique à pendule soumise à l'action de ressorts |
| EP0639500A1 (fr) * | 1993-03-16 | 1995-02-22 | Mitsubishi Jukogyo Kabushiki Kaisha | Helicoptere |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| PATENT ABSTRACTS OF JAPAN vol. 011, no. 135 (M - 585) 28 April 1987 (1987-04-28) * |
Cited By (23)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1999022161A3 (fr) * | 1997-10-24 | 1999-08-05 | Lord Corp | Amortisseur de vibrations accorde adaptatif, systeme faisant appel a cet amortisseur et procede de commande de vibrations avec cet amortisseur |
| FR2804936A1 (fr) * | 2000-02-15 | 2001-08-17 | Bertin Technologies Sa | Engin volant telecommande, en particulier de surveillance ou d'inspection |
| WO2001060692A1 (fr) * | 2000-02-15 | 2001-08-23 | Bertin Technologies | Engin volant telecommande, en particulier de surveillance ou d'inspection |
| US6634593B2 (en) | 2000-02-15 | 2003-10-21 | Bertin Technologies | Remote controlled aircraft, in particular for surveillance or inspection |
| US8573935B2 (en) | 2007-06-20 | 2013-11-05 | Agusta S.P.A. | Helicopter rotor comprising a vibration damper, and method for updating the same |
| WO2008155632A1 (fr) * | 2007-06-20 | 2008-12-24 | Agusta S.P.A. | Rotor d'hélicoptère comprenant un amortisseur de vibrations et son procédé de modernisation |
| EP2253535A1 (fr) | 2009-05-20 | 2010-11-24 | Eurocopter | 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 |
| US8764398B2 (en) | 2009-05-20 | 2014-07-01 | Airbus Helicopters | Concentrated-mass device for reducing vibration generated by a rotorcraft lift rotor, and a rotor hub fitted with such a device |
| EP2253534A1 (fr) | 2009-05-20 | 2010-11-24 | Eurocopter | Dispositif à masses concentrées pour réduire les vibrations engendrées par un rotor de sustentation d'un giravion, et moyeu d'un rotor muni d'un tel dispositif |
| US8469667B2 (en) | 2009-05-20 | 2013-06-25 | Eurocopter | Distributed-mass device for reducing vibration generated by a rotorcraft lift rotor, and a rotor hub fitted with such a device |
| US8517685B2 (en) | 2009-10-27 | 2013-08-27 | Eurocopter | Device for reducing vibration generated by rotorcraft rotor, and rotorcraft provided with such device |
| EP2316731A1 (fr) | 2009-10-27 | 2011-05-04 | Eurocopter | Dispositif pour réduire les vibrations engendrées par un rotor d'un giravion, et giravion muni d'un tel disposirif |
| WO2011064031A1 (fr) * | 2009-11-25 | 2011-06-03 | Robert Bosch Gmbh | Amortisseur de vibration commandé |
| CN102667221A (zh) * | 2009-11-25 | 2012-09-12 | 罗伯特·博世有限公司 | 受控制的振荡阻尼器 |
| CN102285448A (zh) * | 2010-04-30 | 2011-12-21 | 尤洛考普特公司 | 用于减小主旋翼振动的减振装置及设有该装置的旋翼毂 |
| FR2959484A1 (fr) * | 2010-04-30 | 2011-11-04 | Eurocopter France | Dispositif pour reduire les vibrations engendrees par un rotor de sustentation d'un giravion, et moyeu d'un rotor muni d'un tel dispositif. |
| CN102285448B (zh) * | 2010-04-30 | 2014-05-21 | 尤洛考普特公司 | 用于减小主旋翼振动的减振装置及设有该装置的旋翼毂 |
| EP2383183A1 (fr) | 2010-04-30 | 2011-11-02 | Eurocopter | Dispositif pour réduire les vibrations engendrées par un rotor de sustentation d'un giravion, et moyeu d'un rotor muni d'un dispositiv |
| US8899928B2 (en) | 2010-04-30 | 2014-12-02 | Airbus Helicopters | Device for reducing the vibration generated by a rotorcraft lift rotor, and a rotor hub provided with such a device |
| EP2857313A1 (fr) | 2013-10-03 | 2015-04-08 | AGUSTAWESTLAND S.p.A. | Rotor d'un aéronef à voilure tournante comprenant un dispositiv pour reduire les vibrations |
| EP3208192A1 (fr) | 2016-02-22 | 2017-08-23 | LEONARDO S.p.A. | Dispositif d'amortissement de vibrations et méthode d'amortissement pour un rotor d'un aéronef apte à un vol stationnaire |
| WO2017145073A1 (fr) | 2016-02-22 | 2017-08-31 | Leonardo S.P.A. | Dispositif d'amortissement de vibration et procédé d'amortissement pour rotor d'aéronef apte à un vol stationnaire |
| US10882609B2 (en) | 2016-02-22 | 2021-01-05 | Leonardo S.P.A. | Vibration damping device and damping method for a rotor of an aircraft capable of hovering |
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