FR2769396A1 - Dispositif pour reduire le bruit de raies a l'interieur d'un aeronef a voilure tournante, notamment un helicoptere - Google Patents
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Abstract
- La présente invention concerne un dispositif pour réduire le bruit à l'intérieur d'un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère. - Selon l'invention, ledit dispositif (1) comporte au moins un capteur (Ca, Cb) pour mesurer les valeurs d'au moins un paramètre vibratoire et/ ou acoustique représentatif d'un effet vibratoire et/ ou acoustique d'au moins une source de bruit, au moins un moyen mécanique (A) commandable et apte à créer un effort susceptible de réduire ledit effet vibratoire et/ ou acoustique, et une unité de commande (UC), pour commander le moyen mécanique (A), en fonction des valeurs mesurées par le capteur (Ca, Cb).
Description
La présente invention concerne un dispositif pour réduire le bruit de raies à l'intérieur d'un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère.
Plus particulièrement, elle s'applique à la réduction du bruit dans le poste de pilotage et/ou dans la cabine des passagers dudit aéronef.
On sait que, sur un tel aéronef à voilure tournante, les spectres acoustiques définis dans le domaine compris entre 20 Hz et 20 kHz relèvent de la superposition de bruits d'origines différentes, susceptibles d'être rassemblés en deux groupes différents selon leurs caractéristiques spectrales, à savoir les sons purs ou bruits de raies et les bruits à large bande.
De façon connue, les sons purs ou bruits de raies apparaissent notamment, le cas échéant : - aux fréquences caractéristiques de la chaîne cinémati
que de l'aéronef - aux fréquences de rotation des pales des rotors
(principal et arrière) et aux harmoniques de ces fré
quences - aux fréquences de rotation des pales des compresseurs
des groupes turbomoteurs ; et/ou - aux fréquences de rotation des pales des ventilateurs
de refroidissement de la boîte de transmission princi
pale et/ou d'équipements électriques, ainsi qu'aux har
moniques de ces fréquences, tandis que les bruits à large bande comprennent notamment le cas échéant - le bruit de couche limite se développant sur le fuse
lage - le bruit engendré par les rotors - le bruit d'écoulement des entrées d'air et des tuyè
res - le bruit de moteur ; et/ou - le bruit des circuits de climatisation ou de chauffage
du poste de pilotage ou de la cabine des passagers.
que de l'aéronef - aux fréquences de rotation des pales des rotors
(principal et arrière) et aux harmoniques de ces fré
quences - aux fréquences de rotation des pales des compresseurs
des groupes turbomoteurs ; et/ou - aux fréquences de rotation des pales des ventilateurs
de refroidissement de la boîte de transmission princi
pale et/ou d'équipements électriques, ainsi qu'aux har
moniques de ces fréquences, tandis que les bruits à large bande comprennent notamment le cas échéant - le bruit de couche limite se développant sur le fuse
lage - le bruit engendré par les rotors - le bruit d'écoulement des entrées d'air et des tuyè
res - le bruit de moteur ; et/ou - le bruit des circuits de climatisation ou de chauffage
du poste de pilotage ou de la cabine des passagers.
Tous ces bruits sont bien entendu gênants pour les pilotes et les passagers.
Ainsi, il existe différentes solutions connues pour réduire de tels bruits à l'intérieur d'un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère.
Une première solution connue a pour objet de réduire le niveau vibratoire ou le rayonnement de sources de bruit et/ou du fuselage. A cet effet, diverses actions physiques peuvent être mises en oeuvre, notamment - une réduction des vibrations de la structure et/ou
d'organes mécaniques, par amortissement ou modification
de la raideur ou de la masse - une atténuation de la transmission acoustique, par
amortissement ou modification de la raideur ou de la
masse - un effet de double cloison, par capotage de la source visée - une absorption acoustique par des matériaux fibreux ou
alvéolaires ; et - une absorption acoustique par des résonateurs
d'Helmhotz.
d'organes mécaniques, par amortissement ou modification
de la raideur ou de la masse - une atténuation de la transmission acoustique, par
amortissement ou modification de la raideur ou de la
masse - un effet de double cloison, par capotage de la source visée - une absorption acoustique par des matériaux fibreux ou
alvéolaires ; et - une absorption acoustique par des résonateurs
d'Helmhotz.
Les quatre premières actions physiques précitées permettent de diminuer le niveau général du bruit dans un large domaine de fréquences, mais elles entraînent une augmentation de masse importante et très désavantageuse.
De plus, la diminution du bruit obtenue alors n'est pas assez sélective pour faire disparaître la gêne acoustique spécifique aux sons purs.
En revanche, la cinquième et dernière action physique précitée permet de réduire efficacement le bruit de raies, mais toutefois uniquement dans une bande étroite de fréquences, définie à la conception.
Cette première solution précitée et basée sur un traitement passif du bruit n'est donc guère efficace, notamment pour les bruits de raies engendrés par des excitations vibratoires.
Une seconde solution connue préconise de créer des insonorisations passives sous forme de panneaux d'habillage montés dans le poste de pilotage ou dans la cabine des passagers. Ces panneaux sont conçus en fonction de la zone structurale à traiter et du spectre de fréquences à atténuer.
Toutefois, cette seconde solution présente également de nombreux inconvénients et notamment - une réduction de bruit limitée surtout en basses fré
quences - une augmentation de masse élevée, qui peut être de plu
sieurs centaines de kilogrammes pour un hélicoptère de
grande taille - une perte de volume non négligeable, notamment lors de
l'utilisation de panneaux épais en vue d'augmenter
l'effet d'absorption acoustique ; et - des fuites acoustiques, en particulier au niveau des
trous de câblage et des joints entre les panneaux.
quences - une augmentation de masse élevée, qui peut être de plu
sieurs centaines de kilogrammes pour un hélicoptère de
grande taille - une perte de volume non négligeable, notamment lors de
l'utilisation de panneaux épais en vue d'augmenter
l'effet d'absorption acoustique ; et - des fuites acoustiques, en particulier au niveau des
trous de câblage et des joints entre les panneaux.
Par conséquent, aucune de ces deux solutions connues et précitées n'est satisfaisante pour réduire la gêne occasionnée par les bruits de raies.
On sait en outre que la gêne acoustique existante et très importante pour les passagers et l'équipage est occasionnée essentiellement par les bruits de raies.
Par conséquent, pour réduire cette gêne acoustique, il convient surtout de réduire lesdits bruits de raies.
C'est ce que compte réaliser la présente invention qui a de plus pour objet de remédier aux inconvénients précités.
Elle concerne à cet effet un dispositif de masse, de coût et d'encombrement réduits permettant de diminuer de façon efficace et significative le bruit, et plus particulièrement le bruit de raies, à l'intérieur d'un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère, ledit dispositif pouvant de plus être appliqué à tout type d'aéronef à voilure tournante et son action peut être modifiée et adaptée au cours du vol aux conditions de vol existantes.
A cette fin, ledit dispositif est remarquable, selon l'invention, en ce qu'il comporte - au moins un capteur pour mesurer les valeurs d'au moins
un paramètre vibratoire et/ou acoustique représentatif
d'un effet vibratoire et/ou acoustique d'au moins une
source de bruit dudit aéronef - au moins un moyen mécanique, commandable et apte à
créer un effort susceptible de réduire l'effet vibra
toire et/ou acoustique de ladite source de bruit ; et - une unité de commande, pour commander ledit moyen méca
nique, en fonction des valeurs mesurées par ledit cap
teur.
un paramètre vibratoire et/ou acoustique représentatif
d'un effet vibratoire et/ou acoustique d'au moins une
source de bruit dudit aéronef - au moins un moyen mécanique, commandable et apte à
créer un effort susceptible de réduire l'effet vibra
toire et/ou acoustique de ladite source de bruit ; et - une unité de commande, pour commander ledit moyen méca
nique, en fonction des valeurs mesurées par ledit cap
teur.
Ainsi, grâce à l'invention, on est en mesure d'adapter ledit dispositif de réduction de bruit aux conditions de vol, en contrôlant le ou lesdits moyens mécaniques.
De plus, en raison d'un nombre réduit de composants, le dispositif conforme à l'invention est peu encombrant, peu lourd et peu coûteux. En outre, comme ses composants sont indépendants de l'aéronef, ledit dispositif peut être réalisé sous forme d'un prêt-à-monter de contrôle optionnel susceptible d'être monté sur tout type d'aéronef à voilure tournante.
Par ailleurs, ledit dispositif est susceptible de réduire tous les bruits de raies gênants susceptibles d'exister, quelle que soit leur fréquence, notamment audessous de 10 kHz.
Selon l'invention, le ou lesdits capteurs sont de préférence des accéléromètres, des jauges de contrainte, des capteurs spécifiques susceptibles de mesurer une contrainte, une vitesse, une accélération, une force ou un déplacement, ou des microphones, ou encore une combinaison de ces différents moyens.
Dans les trois premiers cas, chaque accéléromètre, jauge de contrainte ou capteur spécifique est fixé de préférence sur - au moins un plot de fixation d'un moteur - un ou des palier(s) de la chaîne cinématique de l'aéro
nef - une ou des barre(s) de fixation de la boîte de trans
mission principale - une suspension mécanique de ladite boîte de transmis
sion principale - le fuselage de l'aéronef ; - un dispositif de fixation de panneaux d'habillage sur
la structure ; ou - un panneau d'habillage de la cabine de pilotage.
nef - une ou des barre(s) de fixation de la boîte de trans
mission principale - une suspension mécanique de ladite boîte de transmis
sion principale - le fuselage de l'aéronef ; - un dispositif de fixation de panneaux d'habillage sur
la structure ; ou - un panneau d'habillage de la cabine de pilotage.
En outre, dans le quatrième cas, de façon avantageuse, le ou lesdits microphones sont installés à l'endroit où l'on désire obtenir principalement une réduction du bruit, à savoir de préférence près de la tête des pilotes et des passagers ou sous le plafond de l'hélicop tère.
Par ailleurs, ledit moyen mécanique qui est de préférence un actionneur piézo-électrique ou un actionneur magnéto-strictif ou un actionneur utilisant des matériaux à mémoire de forme agit, de façon avantageuse, sur - un ou des plot(s) de fixation dudit moteur sur le fuse
lage de l'aéronef - un ou des palier(s) de ladite chaîne cinématique - une ou des barre(s) de fixation de ladite boîte de
transmission principale sur le fuselage - une suspens ion mécanique de ladite boîte de transmis
sion principale - le fuselage de l'aéronef ; ou - un dispositif de fixation de panneaux d'habillage.
lage de l'aéronef - un ou des palier(s) de ladite chaîne cinématique - une ou des barre(s) de fixation de ladite boîte de
transmission principale sur le fuselage - une suspens ion mécanique de ladite boîte de transmis
sion principale - le fuselage de l'aéronef ; ou - un dispositif de fixation de panneaux d'habillage.
En outre, avantageusement, ladite unité de commande utilise des valeurs de référence pour déterminer les ordres de commande dudit moyen mécanique. De préférence, lesdites valeurs de référence comprennent au moins certaines des valeurs suivantes - des valeurs mesurées par un ou des accéléromètre(s)
agencé(s) sur
un carter d'une boîte de transmission
un palier de la chaîne cinématique
un plot de fixation du moteur sur le fuselage
une barre de fixation de la boîte de transmission
principale sur le fuselage ; et
une suspens ion mécanique de la boîte de transmission
principale ; et/ou - des valeurs mesurées par un ou des microphone(s)
agencé(s) dans une soute à bagages ou dans le comparti
ment dans lequel est située la boîte de transmission
principale de la puissance mécanique.
agencé(s) sur
un carter d'une boîte de transmission
un palier de la chaîne cinématique
un plot de fixation du moteur sur le fuselage
une barre de fixation de la boîte de transmission
principale sur le fuselage ; et
une suspens ion mécanique de la boîte de transmission
principale ; et/ou - des valeurs mesurées par un ou des microphone(s)
agencé(s) dans une soute à bagages ou dans le comparti
ment dans lequel est située la boîte de transmission
principale de la puissance mécanique.
Par ailleurs, dans un mode de réalisation particulièrement avantageux de l'invention, ledit dispositif comporte P capteurs Cp agencés à des points Mp, P étant un entier prédéfini et p étant un entier compris entre 1 et P, susceptibles de mesurer un même paramètre acoustique et/ou vibratoire, et Q moyens mécaniques Aq, Q étant un entier prédéfini et q étant un entier compris entre 1 et Q, aptes à créer respectivement des efforts susceptibles de réduire un même effet vibratoire et/ou acoustique, et ladite unité de commande réalise, de façon répétitive, les opérations successives suivantes - elle calcule, pour chacun des P capteurs Cp, une valeur
Plp vérifiant la relation
Plp = P2p + Eq (Tq,p.P3q), q variant de 1 à Q,
dans laquelle
P2p correspond à la valeur dudit paramètre vibratoire
et/ou acoustique qui existe au point Mp en l'absence
d'action dudit dispositif et qui dépend de la valeur
mesurée par le capteur Cp
P3q est la valeur dudit paramètre vibratoire et/ou
acoustique, due à l'action du moyen mécanique Aq et
dépendant de la commande dudit moyen mécanique Aq
et
Tq,p est une valeur de transfert entre la valeur
dudit paramètre existant au niveau du moyen mécanique
Aq et celle correspondante existant au point Mp - elle calcule la somme
p Pîp 2, p variant de 1 à P ; et - elle minimise la somme précédente pour en déduire les
ordres de commande desdits Q moyens mécaniques Aq, qui
sont adressés à ces derniers.
Plp vérifiant la relation
Plp = P2p + Eq (Tq,p.P3q), q variant de 1 à Q,
dans laquelle
P2p correspond à la valeur dudit paramètre vibratoire
et/ou acoustique qui existe au point Mp en l'absence
d'action dudit dispositif et qui dépend de la valeur
mesurée par le capteur Cp
P3q est la valeur dudit paramètre vibratoire et/ou
acoustique, due à l'action du moyen mécanique Aq et
dépendant de la commande dudit moyen mécanique Aq
et
Tq,p est une valeur de transfert entre la valeur
dudit paramètre existant au niveau du moyen mécanique
Aq et celle correspondante existant au point Mp - elle calcule la somme
p Pîp 2, p variant de 1 à P ; et - elle minimise la somme précédente pour en déduire les
ordres de commande desdits Q moyens mécaniques Aq, qui
sont adressés à ces derniers.
Dans ce cas, de façon avantageuse - dans une première variante, lesdits capteurs Cp sont
des microphones et les valeurs Plp représentent des
pressions acoustiques - dans une deuxième variante, les capteurs Cp sont des
accéléromètres et les valeurs Plp représentent des ac célérations - dans une troisième variante, les capteurs Cp sont des
capteurs susceptibles de mesurer une contrainte, une
force, un déplacement, une vitesse ou une accéléra
tion ; et - dans une quatrième variante, on combine au moins deux
des trois variantes précédentes.
des microphones et les valeurs Plp représentent des
pressions acoustiques - dans une deuxième variante, les capteurs Cp sont des
accéléromètres et les valeurs Plp représentent des ac célérations - dans une troisième variante, les capteurs Cp sont des
capteurs susceptibles de mesurer une contrainte, une
force, un déplacement, une vitesse ou une accéléra
tion ; et - dans une quatrième variante, on combine au moins deux
des trois variantes précédentes.
De plus, comme les efforts engendrés par le ou les moyens mécaniques sont difficilement accessibles, de fa çon avantageuse, les valeurs P3q représentent des accélérations ou d'autres grandeurs vibratoires (contrainte, force, déplacement, vitesse, ...) qui, elles, peuvent être facilement mesurées.
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 est le schéma synoptique d'un dispositif conforme à l'invention.
La figure 2 illustre partiellement un premier mode de réalisation de l'invention.
La figure 3 illustre partiellement un deuxième mode de réalisation de l'invention.
La figure 4 illustre partiellement un troisième mode de réalisation de l'invention.
Le dispositif 1 conforme à l'invention et repré senté schématiquement sur la figure 1 est destiné à réduire les bruits à l'intérieur d'un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère, non représenté, et plus particulièrement les bruits de raies.
De tels bruits de raies sont engendrés de façon connue par le fonctionnement d'organes rotatifs (par exemple un couple d'engrenages en prise, un roulement, un ventilateur, un compresseur, un rotor, ...) et ils dépendent des conditions de transmission de la puissance mécanique (couple, régime de rotation, lubrification, condi tions de fixation sur la structure ou de liaison avec d'autres pièces en rotation).
Plus précisément, le dispositif 1 conforme à l'invention est destiné à réduire le bruit à l'intérieur du poste de pilotage et/ou de la cabine des passagers, où il est le plus gênant.
A cet effet, ledit dispositif 1 comporte, selon l'invention - une pluralité de capteurs Ca et Cb précisés ci-dessous,
susceptibles de mesurer les valeurs d'au moins un para
mètre vibratoire et/ou acoustique représentatif des ef
fets vibratoires et/ou acoustiques de sources de bruits
non représentées et précisées ci-dessous dudit aéro
nef - une pluralité de moyens mécaniques A commandables et
également précisés ci-dessous, lesdits moyens mécani
ques A étant aptes à créer des efforts susceptibles de
réduire les effets vibratoires et/ou acoustiques
desdites sources de bruit, comme illustré par des flè
ches FA en traits mixtes. A cet effet, le nombre et
l'emplacement desdits moyens mécaniques A sont choisis,
comme explicité ci-dessous, de manière à obtenir la ré
duction la plus importante possible ; et - une unité de commande UC reliée par l'intermédiaire de
liaisons LCa, LCb et LA respectivement aux capteurs Ca,
aux capteurs Cb et aux moyens mécaniques A, susceptible
de calculer des ordres de commande desdits moyens méca
niques A en fonction des valeurs mesurées par lesdits
capteurs Ca et Cb, et d'adresser les ordres de commande
ainsi calculés auxdits moyens mécaniques A. Ladite
unité de commande UC détermine lesdits ordres de ma
nière à obtenir la réduction de bruit la plus impor
tante possible, comme précisé ci-dessous.
susceptibles de mesurer les valeurs d'au moins un para
mètre vibratoire et/ou acoustique représentatif des ef
fets vibratoires et/ou acoustiques de sources de bruits
non représentées et précisées ci-dessous dudit aéro
nef - une pluralité de moyens mécaniques A commandables et
également précisés ci-dessous, lesdits moyens mécani
ques A étant aptes à créer des efforts susceptibles de
réduire les effets vibratoires et/ou acoustiques
desdites sources de bruit, comme illustré par des flè
ches FA en traits mixtes. A cet effet, le nombre et
l'emplacement desdits moyens mécaniques A sont choisis,
comme explicité ci-dessous, de manière à obtenir la ré
duction la plus importante possible ; et - une unité de commande UC reliée par l'intermédiaire de
liaisons LCa, LCb et LA respectivement aux capteurs Ca,
aux capteurs Cb et aux moyens mécaniques A, susceptible
de calculer des ordres de commande desdits moyens méca
niques A en fonction des valeurs mesurées par lesdits
capteurs Ca et Cb, et d'adresser les ordres de commande
ainsi calculés auxdits moyens mécaniques A. Ladite
unité de commande UC détermine lesdits ordres de ma
nière à obtenir la réduction de bruit la plus impor
tante possible, comme précisé ci-dessous.
Ainsi, grâce à l'invention, on obtient un dispositif de réduction 1 qui est actif, c'est-à-dire dont l'ac tion de réduction de bruit peut être modifiée et adaptée en continu aux conditions (notamment de vol) existantes, puisque l'unité de commande UC détermine les ordres de commande en temps réel et utilise à cet effet des valeurs effectives mesurées.
Ledit dispositif 1 présente de nombreux autres avantages qui seront précisés ci-dessous.
Selon l'invention, lesdits capteurs sont - des accéléromètres Ca ou des capteurs capables de mesu
rer une contrainte, une force, un déplacement ou une
vitesse, qui peuvent être agencés sur
un palier 2 de la chaîne cinématique 3 illustrée sur
la figure 4 de l'aéronef ; et/ou
un plot de fixation 4 d'un moteur 5 de l'aéronef,
comme également représenté sur la figure 4 qui montre
de plus un arbre 6 de transmission d'effort ; et/ou
une barre de fixation 7 reliant la boîte de transmis
sion principale BTP de l'aéronef au fuselage F, comme
représenté sur les figures 2 et 3 qui montrent de
plus partiellement le mât M du rotor principal de
sustentation et d'avance dudit aéronef ; et/ou
la suspens ion mécanique de la boîte de transmission
principale BTP ; et/ou
la structure du fuselage F ; et/ou
un dispositif de fixation de panneaux d'habillage,
non représenté ; et/ou
des panneaux d'habillage non représentés du poste de
pilotage de l'aéronef ; et - des microphones Cb qui peuvent être installés
dans la cabine des passagers, comme représenté sur
les figures 2 à 4, au-dessous du fuselage F ; et/ou
dans le poste de pilotage non représenté de l'aéro
nef.
rer une contrainte, une force, un déplacement ou une
vitesse, qui peuvent être agencés sur
un palier 2 de la chaîne cinématique 3 illustrée sur
la figure 4 de l'aéronef ; et/ou
un plot de fixation 4 d'un moteur 5 de l'aéronef,
comme également représenté sur la figure 4 qui montre
de plus un arbre 6 de transmission d'effort ; et/ou
une barre de fixation 7 reliant la boîte de transmis
sion principale BTP de l'aéronef au fuselage F, comme
représenté sur les figures 2 et 3 qui montrent de
plus partiellement le mât M du rotor principal de
sustentation et d'avance dudit aéronef ; et/ou
la suspens ion mécanique de la boîte de transmission
principale BTP ; et/ou
la structure du fuselage F ; et/ou
un dispositif de fixation de panneaux d'habillage,
non représenté ; et/ou
des panneaux d'habillage non représentés du poste de
pilotage de l'aéronef ; et - des microphones Cb qui peuvent être installés
dans la cabine des passagers, comme représenté sur
les figures 2 à 4, au-dessous du fuselage F ; et/ou
dans le poste de pilotage non représenté de l'aéro
nef.
De préférence, lesdits microphones Cb sont agencés aux endroits où l'on désire obtenir la réduction de bruit la plus élevée, c'est-à-dire notamment près de la tête des passagers et des pilotes de l'aéronef.
En outre, les moyens mécaniques A sont, selon l'invention, des actionneurs électromécaniques, du type piézo-électrique ou magnéto-strictif, ou à base de matériau à mémoire de forme.
Chacun desdits moyens mécaniques A est monté de fa çon rigide sur l'aéronef, de manière à pouvoir engendrer un effort de flexion, de traction-compression ou de cisaillement, ou un moment de flexion ou de torsion, sans créer de mode supplémentaire dans la gamme de fréquences devant être contrôlée par ce moyen mécanique A.
Ces moyens mécaniques A ont pour objet de créer chacun - lorsqu'ils sont associés à des microphones Cb, des ef
forts qui imposent, par l'intermédiaire des couplages
mécaniques existants, aux parois du fuselage ou le cas
échéant aux panneaux d'habillage à se comporter comme
des haut-parleurs, dont le rayonnement dans le poste de
pilotage ou la cabine des passagers s'oppose à l'effet
acoustique engendré par la source de bruit correspon
dante ; ou - lorsqu'ils sont associés à des accéléromètres Ca, des
efforts qui permettent de réduire directement l'effet
vibratoire d'une source de bruit indirecte (ou source
de vibrations) ou de réduire son transfert vibratoire
vers d'autres éléments mécaniques de l'aéronef.
forts qui imposent, par l'intermédiaire des couplages
mécaniques existants, aux parois du fuselage ou le cas
échéant aux panneaux d'habillage à se comporter comme
des haut-parleurs, dont le rayonnement dans le poste de
pilotage ou la cabine des passagers s'oppose à l'effet
acoustique engendré par la source de bruit correspon
dante ; ou - lorsqu'ils sont associés à des accéléromètres Ca, des
efforts qui permettent de réduire directement l'effet
vibratoire d'une source de bruit indirecte (ou source
de vibrations) ou de réduire son transfert vibratoire
vers d'autres éléments mécaniques de l'aéronef.
Bien entendu, au lieu de comporter à la fois des capteurs Ca et des capteurs Cb, le dispositif 1 conforme à l'invention peut également comporter, en variante, uniquement les capteurs Ca et les moyens mécaniques A associés ou uniquement les capteurs Cb et les moyens mécaniques A associés.
Lesdits moyens mécaniques A sont installés selon l'invention de manière à agir notamment - sur le carter de la boîte de transmission principale
BTP et la suspension mécanique de cette dernière, comme
illustré sur la figure 2 ; et/ou - soit longitudinalement, soit orthogonalement, sur les
barres de fixation 7 de ladite boîte de transmission
principale BTP sur le fuselage, comme montré sur la fi
gure 3 ; et/ou - sur un plot de fixation 4 du moteur 5, comme représenté
sur la figure 4 ; et/ou - sur un palier 2 de la chaîne cinématique 3, comme éga
lement représenté sur la figure 4 ; et/ou - sur le dispositif de fixation non représenté de pan
neaux d'habillage ; et/ou - sur la suspension mécanique de la boîte de transmission
principale BTP.
BTP et la suspension mécanique de cette dernière, comme
illustré sur la figure 2 ; et/ou - soit longitudinalement, soit orthogonalement, sur les
barres de fixation 7 de ladite boîte de transmission
principale BTP sur le fuselage, comme montré sur la fi
gure 3 ; et/ou - sur un plot de fixation 4 du moteur 5, comme représenté
sur la figure 4 ; et/ou - sur un palier 2 de la chaîne cinématique 3, comme éga
lement représenté sur la figure 4 ; et/ou - sur le dispositif de fixation non représenté de pan
neaux d'habillage ; et/ou - sur la suspension mécanique de la boîte de transmission
principale BTP.
Par ailleurs, l'unité de commande UC, dont le mode de calcul conforme à l'invention sera décrit ci-après, comporte selon l'invention - des convertisseurs analogiques/numériques D reliés,
respectivement par l'intermédiaire des liaisons LCa,
LCb et de liaisons LCc, aux capteurs Ca, Cb et à des
capteurs Cc précisés ci-dessous - des convertisseurs numériques/analogiques E connectés
aux liaisons LA ; et - un calculateur CAL qui est relié aux convertisseurs D
et E respectivement par l'intermédiaire de liaisons LD
et LE et qui calcule les ordres de commande des moyens
mécaniques A.
respectivement par l'intermédiaire des liaisons LCa,
LCb et de liaisons LCc, aux capteurs Ca, Cb et à des
capteurs Cc précisés ci-dessous - des convertisseurs numériques/analogiques E connectés
aux liaisons LA ; et - un calculateur CAL qui est relié aux convertisseurs D
et E respectivement par l'intermédiaire de liaisons LD
et LE et qui calcule les ordres de commande des moyens
mécaniques A.
Selon l'invention, dans le cas où le dispositif 1 comporte P capteurs Cp agencés à des points Mp, P étant un entier prédéfini et p étant un entier compris entre 1 et P, susceptibles de mesurer un même paramètre acousti que et/ou vibratoire, et Q moyens mécaniques Aq, Q étant un entier prédéfini et q étant un entier compris entre 1 et Q, aptes à créer respectivement des efforts susceptibles de réduire un même effet vibratoire et/ou acoustique, pour déterminer lesdits ordres de commande desdits moyens mécaniques A, ledit calculateur CAL réalise, de façon répétitive, les opérations successives suivantes - il calcule, pour chacun des P capteurs Cp, une valeur
Plp vérifiant la relation
Plp = P2p + Yq (Tq,p.P3q), q variant de 1 à Q,
dans laquelle
P2p correspond à la valeur dudit paramètre vibratoire
et/ou acoustique, qui existe au point Mp en l'absence
d'action dudit dispositif 1 et qui dépend de la va
leur mesurée par le capteur Cp
P3q est la valeur dudit paramètre, qui est due à
l'action du moyen mécanique Aq et dépend de la com
mande dudit moyen mécanique Aq ; et
Tq,p est une valeur de transfert entre la valeur
dudit paramètre existant au niveau du moyen mécanique
Aq et celle correspondante existant au point Mp - il calcule la somme
Xp Plp 2, p allant de 1 à P ; et - il minimise la somme précédente pour en déduire les or
dres de commande desdits Q moyens mécaniques Aq.
Plp vérifiant la relation
Plp = P2p + Yq (Tq,p.P3q), q variant de 1 à Q,
dans laquelle
P2p correspond à la valeur dudit paramètre vibratoire
et/ou acoustique, qui existe au point Mp en l'absence
d'action dudit dispositif 1 et qui dépend de la va
leur mesurée par le capteur Cp
P3q est la valeur dudit paramètre, qui est due à
l'action du moyen mécanique Aq et dépend de la com
mande dudit moyen mécanique Aq ; et
Tq,p est une valeur de transfert entre la valeur
dudit paramètre existant au niveau du moyen mécanique
Aq et celle correspondante existant au point Mp - il calcule la somme
Xp Plp 2, p allant de 1 à P ; et - il minimise la somme précédente pour en déduire les or
dres de commande desdits Q moyens mécaniques Aq.
Le mode de calcul précisé ci-dessus et se basant sur une réduction de bruit globale (minimisation de la somme précitée), pour déterminer les ordres de commande des moyens mécaniques A, peut également être utilisé selon l'invention pour choisir l'emplacement (et éventuellement le nombre) des moyens mécaniques A dans l'aéronef.
Dans un mode de réalisation particulièrement avantageux, ledit calculateur CAL utilise de plus pour affi ner ses calculs les valeurs mesurées par des capteurs de référence Cc qui sont - soit réalisés sous forme d'accéléromètres agencés sur
des parties non rotatives et de rigidité mécanique éle
vée de l'aéronef - soit réalisés sous forme de microphones agencés dans
des cavités où le niveau de bruit est presque indépen
dant de l'action exercée par le dispositif 1 conforme à
l'invention, à savoir de préférence dans la soute à ba
gages ou près de la boîte de transmission principale
BTP.
des parties non rotatives et de rigidité mécanique éle
vée de l'aéronef - soit réalisés sous forme de microphones agencés dans
des cavités où le niveau de bruit est presque indépen
dant de l'action exercée par le dispositif 1 conforme à
l'invention, à savoir de préférence dans la soute à ba
gages ou près de la boîte de transmission principale
BTP.
Plus précisément, lesdits accéléromètres de référence peuvent être agencés sur - un carter d'une boîte de transmission - un palier de la chaîne cinématique - un plot de fixation du moteur sur le fuselage - une barre de fixation de la boîte de transmission prin
cipale sur le fuselage ; et - une suspension mécanique de la boîte de transmission
principale.
cipale sur le fuselage ; et - une suspension mécanique de la boîte de transmission
principale.
Ainsi, grâce à l'invention, ledit dispositif 1 peut réduire les bruits, dont les fréquences correspondent au fondamental et aux premières harmoniques - du ou des étages épicycloïdaux, - des couples d'engrenages coniques ou spiroconiques, et - des couples d'engrenages cylindriques droits ou avec
angle d'hélice.
angle d'hélice.
Par conséquent, l'ensemble des fréquences pour lesquelles la réduction est possible est - la fréquence fondamentale d'engrènement de chaque cou
ple d'engrenages de la chaîne cinématique complète et
du ou des étages épicycloïdaux de la bote de transmis
sion principale BTP, ainsi que leurs harmoniques
(fréquences multiples du fondamental), et - les fréquences d'engrènement et leurs harmoniques modu
lées par les fréquences de rotation et leurs premiers
harmoniques des arbres portant ces engrenages.
ple d'engrenages de la chaîne cinématique complète et
du ou des étages épicycloïdaux de la bote de transmis
sion principale BTP, ainsi que leurs harmoniques
(fréquences multiples du fondamental), et - les fréquences d'engrènement et leurs harmoniques modu
lées par les fréquences de rotation et leurs premiers
harmoniques des arbres portant ces engrenages.
On sait que le bruit d'engrènement provient des éléments de l'aéronef présentant des engrenages, à savoir - les boîtes de transmission principale, arrière et in
termédiaire - la boite de transmission auxiliaire connue sous l'ex
pression "Remote Auxiliary Gear Box" - les unités de puissance auxiliaire pour les équipements
électriques ; et - les engrenages des blocs hydrauliques et des pompes.
termédiaire - la boite de transmission auxiliaire connue sous l'ex
pression "Remote Auxiliary Gear Box" - les unités de puissance auxiliaire pour les équipements
électriques ; et - les engrenages des blocs hydrauliques et des pompes.
Ainsi, en plus des avantages précités, le dispositif 1 conforme à l'invention présente de nombreux autres avantages, à savoir notamment l'indépendance de ses composants par rapport à l'archi
tecture de l'aéronef - la possibilité de le réaliser sous forme d'un prêt-à
monter optionnel, susceptible d'être monté sur tout
type d'aéronef à voilure tournante l'avantage que tout problème ou panne du dispositif 1
entraînant une chute de l'efficacité acoustique ne pré
sente aucune conséquence sur le fonctionnement de l'aé
ronef et entraîne uniquement l'augmentation du bruit
interne au niveau existant préalablement en l'absence
de contrôle - la possibilité de réduire ou de supprimer le cas
échéant l'insonorisation réalisée sous forme de pan
neaux d'habillage, qui présentent généralement une
masse importante ; et l'insensibilité du contrôle actif réalisé par le dispo
sitif 1 aux fuites acoustiques inévitables (trous de
câblage électrique, fixations d'éclairage, ...).
tecture de l'aéronef - la possibilité de le réaliser sous forme d'un prêt-à
monter optionnel, susceptible d'être monté sur tout
type d'aéronef à voilure tournante l'avantage que tout problème ou panne du dispositif 1
entraînant une chute de l'efficacité acoustique ne pré
sente aucune conséquence sur le fonctionnement de l'aé
ronef et entraîne uniquement l'augmentation du bruit
interne au niveau existant préalablement en l'absence
de contrôle - la possibilité de réduire ou de supprimer le cas
échéant l'insonorisation réalisée sous forme de pan
neaux d'habillage, qui présentent généralement une
masse importante ; et l'insensibilité du contrôle actif réalisé par le dispo
sitif 1 aux fuites acoustiques inévitables (trous de
câblage électrique, fixations d'éclairage, ...).
Claims (15)
1. Dispositif pour réduire le bruit à l'intérieur d'un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère, caractérisé en ce qu'il comporte - au moins un capteur (Ca, Cb) pour mesurer les valeurs
d'au moins un paramètre vibratoire et/ou acoustique re
présentatif d'un effet vibratoire et/ou acoustique d'au
moins une source de bruit dudit aéronef - au moins un moyen mécanique (A) commandable et apte à
créer un effort susceptible de réduire l'effet vibra
toire et/ou acoustique de ladite source de bruit ; et - une unité de commande (UC), pour commander ledit moyen
mécanique (A), en fonction des valeurs mesurées par le
dit capteur (Ca, Cb).
2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit capteur (Ca) est susceptible de mesurer au moins l'un des paramètres suivants : une accélération, une contrainte, une force, un déplacement et une vitesse.
3. Dispositif selon la revendication 2, appliqué à un aéronef comportant notamment un moteur (5), une bote de transmission principale (BTP), une chaîne cinématique (3) et une cabine de pilotage, caractérisé en ce que ledit capteur (Ca) est fixé sur l'un des éléments suivants de l'aéronef - un plot de fixation (4) dudit moteur (5) sur le fuse
lage (F) de l'aéronef - un palier (2) de ladite chaîne cinématique (3) - une barre de fixation (7) de ladite boîte de transmis
sion principale (BTP) sur le fuselage (F) - une suspens ion mécanique de ladite boîte de transmis
sion principale (BTP) - le fuselage (F) de l'aéronef ; - un dispositif de fixation de panneaux d'habillage ; et - un panneau d'habillage de ladite cabine de pilotage.
4. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit capteur (Cb) est un microphone.
5. Dispositif selon la revendication 4, caractérisé en ce que ledit microphone (Cb) est installé à l'endroit où l'on désire obtenir principalement une réduction du bruit.
6. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que ledit moyen mécanique (A) est un actionneur piézo-électrique.
7. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que ledit moyen mécanique (A) est un actionneur magnéto-strictif.
8. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisé en ce que ledit moyen mécanique (A) est à base de matériau à mémoire de forme.
9. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, appliqué à un aéronef qui comprend notamment un moteur (5), une chaîne cinématique (3) et une bote de transmission principale (BTP), caractérisé en ce que ledit moyen mécanique (A) agit sur l'un des éléments suivants de l'aéronef - un plot de fixation (4) dudit moteur (5) sur le fuse
lage (F) de l'aéronef - un palier (2) de ladite chaîne cinématique (3) - une barre de fixation (7) de ladite boîte de transmis
sion principale (BTP) sur le fuselage (F) - un dispositif de fixation de panneaux d'habillage - une suspens ion mécanique de ladite boîte de transmis
sion principale (BTP) ; et - le fuselage de l'aéronef.
10. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que ladite unité de commande (UC) utilise des valeurs de référence pour déterminer les ordres de commande dudit moyen mécanique (A).
11. Dispositif selon la revendication 10, appliqué à un aéronef comportant un moteur (5), des boites de transmission (BTP), une chaîne cinématique (3) et une soute à bagages, caractérisé en ce que lesdites valeurs de référence comprennent au moins certaines des valeurs suivantes - des valeurs d'accélération, de contrainte, de force, de
déplacement et/ou de vitesse, mesurées par un capteur
(Cc) agencé sur
un carter d'une boîte de transmission
un palier de la chaîne cinématique
un plot de fixation du moteur sur le fuselage
une barre de fixation de la boîte de transmission
principale sur le fuselage ; et
une suspens ion mécanique de la boite de transmission
principale ; et - des valeurs mesurées par un microphone (Cc) agencé dans
la soute à bagages.
12. Dispositif selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte P capteurs Cp agencés à des points Mp, P étant un entier prédéfini et p étant un entier compris entre 1 et P, susceptibles de mesurer un même paramètre vibratoire et/ou acoustique, et Q moyens mécaniques Aq, Q étant un entier prédéfini et q étant un entier compris entre 1 et Q, aptes à créer respectivement des efforts susceptibles de réduire un même effet vibratoire et/ou acoustique, et en ce que ladite unité de commande (UC) réalise, de façon répétitive, les opérations successives suivantes - elle calcule, pour chacun desdits P capteurs Cp, une
valeur Plp vérifiant la relation
Plp = P2p + Yq (Tq,p.P3q), q variant de 1 à Q,
dans laquelle
P2p correspond à la valeur dudit paramètre vibratoire
et/ou acoustique qui existe au point Mp en l'absence
d'action dudit dispositif (1) et qui dépend de la va
leur mesurée par le capteur Cp
P3q est la valeur dudit paramètre vibratoire et/ou
acoustique, due à l'action du moyen mécanique Aq et
dépendant de la commande dudit moyen mécanique Aq
et
Tq,p est une valeur de transfert entre la valeur
dudit paramètre existant au niveau du moyen mécanique
Aq et celle correspondante existant au point Mp - elle calcule la somme
EplPlp 2, p variant de 1 à P ; et - elle minimise la somme précédente pour en déduire les
ordres de commande desdits Q moyens mécaniques Aq, qui
sont adressés à ces derniers.
13. Dispositif selon la revendication 12, caractérisé en ce que lesdits capteurs Cp sont des microphones (Cb) et en ce que les valeurs Plp représentent des pressions acoustiques.
14. Dispositif selon la revendication 12, caractérisé en ce que lesdits capteurs Cp sont des accéléromètres (Ca) et en ce que les valeurs Plp représentent des accélérations.
15. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 12 à 14, caractérisé en ce que les valeurs P3q représentent des accélérations.
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9712259A FR2769396B1 (fr) | 1997-10-02 | 1997-10-02 | Dispositif pour reduire le bruit de raies a l'interieur d'un aeronef a voilure tournante, notamment un helicoptere |
| US09/164,931 US6224014B1 (en) | 1997-10-02 | 1998-10-01 | Device for reducing line noise inside a rotary-wing aircraft, especially a helicopter |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9712259A FR2769396B1 (fr) | 1997-10-02 | 1997-10-02 | Dispositif pour reduire le bruit de raies a l'interieur d'un aeronef a voilure tournante, notamment un helicoptere |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| FR2769396A1 true FR2769396A1 (fr) | 1999-04-09 |
| FR2769396B1 FR2769396B1 (fr) | 2000-11-10 |
Family
ID=9511717
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| FR9712259A Expired - Fee Related FR2769396B1 (fr) | 1997-10-02 | 1997-10-02 | Dispositif pour reduire le bruit de raies a l'interieur d'un aeronef a voilure tournante, notamment un helicoptere |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6224014B1 (fr) |
| FR (1) | FR2769396B1 (fr) |
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| WO1999032356A1 (fr) * | 1997-12-23 | 1999-07-01 | Sikorsky Aircraft Corporation | Systeme de lutte active contre le bruit destine au support de la boite de vitesse d'un helicoptere |
| FR2802328A1 (fr) * | 1999-12-10 | 2001-06-15 | Eurocopter France | Procede et dispositif pour reduire le bruit de raies a l'interieur d'un aeronef, notamment un aeronef a voilure tournante, en particulier un helicoptere |
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| US9305541B2 (en) | 2012-10-23 | 2016-04-05 | Airbus Helicopters | Method and an active device for treating noise on board a vehicle, and a vehicle provided with such a device |
| 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. |
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1997
- 1997-10-02 FR FR9712259A patent/FR2769396B1/fr not_active Expired - Fee Related
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1998
- 1998-10-01 US US09/164,931 patent/US6224014B1/en not_active Expired - Fee Related
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Also Published As
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|---|---|
| US6224014B1 (en) | 2001-05-01 |
| FR2769396B1 (fr) | 2000-11-10 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| ST | Notification of lapse |
Effective date: 20130628 |