FR2843812A1 - Systeme pour controler la stabilite en torsion de la chaine cinematique d'un appareil, en particulier d'un helicoptere - Google Patents
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Abstract
- Le système (1) comporte un moyen (7) pour agir sur le régime d'un moteur (5) de la chaîne de puissance de l'appareil, un moyen (8) pour mesurer un régime NTL de rotation de la turbine libre du moteur (5), un dispositif de correction (9) pour corriger le régime mesuré NTL en une valeur corrigée NTLcorr, un moyen (11) pour déterminer une valeur de consigne NTLcons du régime de rotation de la turbine libre du moteur (5), et une unité de calcul (12) pour calculer automatiquement, à partir de la valeur de consigne NTLcons et de la valeur corrigée NTLcorr, des ordres de commande appliqués automatiquement au premier moyen (7). Le dispositif de correction (9) corrige le régime mesuré NTL pour obtenir une valeur corrigée NTLcorr présentant, au moins autour du premier mode de torsion de la chaîne cinématique, le même module et une phase opposée par rapport à la valeur de consigne NTLcons.
Description
i La présente invention concerne un système pour contrôler la stabilité en
torsion de la chaîne cinématique d'un appareil, en particulier d'un aéronef. Bien que non exclusivement, la présente invention s'applique plus 5 particulièrement à un hélicoptère, dont la chaîne cinématique comporte, de façon connue, au moins - un rotor principal de sustentation et d'avance; - un rotor de queue anticouple; et - des boîtes de transmission et des arbres associés, ladite chaîne cinématique étant entraînée par au moins un moteur fournissant l'énergie motrice nécessaire à l'entraînement desdits rotors principal et de queue. L'ensemble composé de la chaîne cinématique et du (ou des)
moteur(s) constitue la chaîne de puissance de l'hélicoptère.
On sait que, dans certaines conditions de vol de l'hélicoptère, les 15 modes propres de sa chaîne cinématique peuvent se coupler à ceux du fuselage, notamment par la variation du régime rotor et par le mouvement de lacet du fuselage, de manière à engendrer des phénomènes de résonance, susceptibles de provoquer des vibrations importantes de la chaîne cinématique. De telles vibrations sont susceptibles de rendre l'ensemble 20 ainsi couplé instable ou difficilement pilotable. De façon connue, ledit couplage peut notamment être provoqué par la régulation du moteur ou par le manque d'amortissement au niveau du rotor, ou même par l'influence du système de pilotage, comme le pilote automatique ou, le cas
échéant, les commandes de vol électriques ou optiques de l'hélicoptère.
On sait en outre que les vibrations les plus gênantes pour la stabilisation de la chaîne cinématique et pour le pilotage de l'hélicoptère sont dues au premier mode de torsion de la chaîne cinématique, mode pour lequel le mouvement des pales du rotor principal est en opposition de phase
avec celui de la boîte de transmission principale de la chaîne cinématique.
On notera par ailleurs que l'effet des vibrations gênantes précitées 5 est généralement plus important lorsque les rotors de l'hélicoptère sont munis d'adaptateurs de traînée dits "interpales", correspondant à des amortisseurs de pales montés, non pas à chaque fois entre une pale et le mat du rotor, mais directement entre deux pales adjacentes. En effet, dans ce cas: - la fréquence du premier mode de torsion de la chaîne cinématique est située près des fréquences de pilotage, pour lesquelles la régulation du moteur présente des gains importants; et - le rotor manque d'amortissement pour le mouvement des pales en
phase, puisque l'adaptateur de traînée agit dans ce cas uniquement sur 15 le mouvement différentiel des pales adjacentes.
Pour remédier à ces inconvénients, une solution connue prévoit de modifier le système de régulation du ou des moteurs de l'hélicoptère de
manière à diminuer le gain de la régulation de ce ou ces moteurs.
Pour ce faire, ledit système de régulation comporte: - un premier moyen pour agir sur ledit régime, en fonction d'ordres de commande; - un deuxième moyen pour mesurer un régime NTL correspondant au régime de rotation de la turbine libre dudit moteur; - un dispositif de correction ou de filtrage pour corriger ou filtrer ledit ré25 gime mesuré NTL en une valeur filtrée NTLfiltrée; - un troisième moyen pour déterminer une valeur de consigne NTLcons correspondant à la valeur de consigne du régime de rotation de la turbine libre du moteur; et - des moyens de calcul pour calculer automatiquement, à partir de ladite valeur de consigne NTLcons et de ladite valeur filtrée NTLfiltrée, des ordres de commande qui sont appliqués automatiquement audit premier moyen. Ledit dispositif de filtrage réalise un filtrage passe-bas usuel, qui a pour objet d'atténuer le gain de régulation pour améliorer la stabilité. On sait que, par une telle atténuation, la courbe de réponse est globalement translatée vers le bas (c'est-à-dire réduite en valeur), mais elle conserve sa
forme initiale.
Cette solution n'est toutefois pas satisfaisante, en particulier pour des hélicoptères de gros tonnage, puisque, lors du vol, des gains élevés de la régulation du moteur sont souvent nécessaires, notamment pour obtenir
de bonnes reprises.
Un filtrage passe-bas réduit la bande passante du système. Si sa 15 fréquence de coupure est trop basse, il aura pour effet (néfaste) de réduire les reprises du moteur, c'est-à-dire sa capacité à répondre à une évolution
rapide de la valeur de consigne NTLcons.
En outre, un filtrage trop faible (atténuation insuffisante du gain)
risque de provoquer une divergence de la sortie.
La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients. Elle concerne un système permettant de contrôler la stabilité en torsion de la chaîne cinématique d'un appareil, en particulier d'un hélicoptère, sans atténuer le gain.
A cet effet, selon l'invention, ledit système permettant de réguler 25 le régime d'au moins un moteur de ladite chaîne cinématique et comportant au moins: - un premier moyen pour agir sur ledit régime, en fonction d'ordres de commande; - un deuxième moyen pour mesurer un régime NTL correspondant au régime de rotation de la turbine libre dudit moteur; - un dispositif de correction pour corriger ledit régime mesuré NTL en une valeur corrigée NTLcorr; - un troisième moyen pour déterminer une valeur de consigne NTLcons correspondant à la valeur de consigne du régime de rotation de la turbine libre du moteur; et - une unité de calcul pour calculer automatiquement, à partir de ladite valeur de consigne NTLcons et de ladite valeur corrigée NTLcorr, les 10 ordres de commande qui sont appliqués automatiquement audit premier moyen,
est remarquable en ce que ledit dispositif de correction met en oeuvre une loi de correction qui corrige ledit régime mesuré NTL pour obtenir une valeur corrigée NTLcorr présentant, au moins dans un domaine de fréquen15 ces situé autour au moins du premier mode de torsion de ladite chaîne cinématique, le même module que ladite valeur de consigne NTLcons et une phase qui est opposée à la phase de ladite valeur de consigne NTLcons de manière à amortir au moins ledit premier mode de torsion de la chaîne cinématique.
Cette loi de correction, contrairement au filtrage du régime mesuré NTL mis en oeuvre dans une régulation usuelle, n'a pas pour objectif, ni pour effet d'atténuer le gain pour améliorer la stabilité. Ladite loi de correction agit en effet essentiellement sur la phase, dans le domaine de fréquences o cela est nécessaire, ce qui permet de préserver le gain. Ainsi, 25 cette loi de correction procure un double effet avantageux: - à basse fréquence, sur les reprises du ou des moteurs (effet usuel); et - à la fréquence du premier mode de torsion de la chaîne cinématique, sur
l'amortissement de ce dernier (effet nouveau ajouté).
Il convient à cet effet de bien distinguer les notions d'atténuation (mise en oeuvre par le dispositif de filtrage usuel précité) et d'amortissement (obtenu grâce à la présente invention). Lors d'une atténuation du gain, la courbe de réponse est globalement translatée vers le bas, mais 5 conserve sa forme initiale. Un pic de résonance atténué présente donc une
valeur absolue plus basse qu'initialement, mais reste toujours aussi prononcé par rapport à l'ensemble de la courbe de réponse. En revanche, lors d'un amortissement, un pic de réponse amorti est réduit (ou lissé) par rapport au reste de la courbe de réponse qui conserve son niveau initial 10 (c'est-à-dire présente un gain inchangé).
On notera en outre que l'état de la technique est exclusivement basé sur le filtrage des modes de telle sorte que les règlements officiels, à travers l'ARP 704 ("Aerospace Recommended Practice"), précisent des critères de stabilité qui, de fait, imposent des solutions basées sur le fil15 trage. En effet, I'ARP 704 demande d'atténuer de -6dB les pics de résonance correspondant aux modes de torsion, en plus des critères habituels
de marges de gain et de phase.
Grâce à la présente invention, on obtient au moins les avantages suivants: - l'amortissement naturel (c'est-à-dire hors asservissement) du ou des premiers modes de torsion de la chaîne cinématique, est nettement augmenté. La sensibilité de ces modes est complètement réduite; I'absence de filtrage engendre un apport relatif de gain sur les modes de torsion, donc une avance de phase (par rapport à une technique de fil25 trage usuelle); - les deux avantages précités combinés permettent de récupérer des marges de stabilité très importantes et donc d'augmenter les gains de régulation pour améliorer nettement les reprises du ou des moteurs. De même, I'absence de tout retard de phase dans l'asservissement améliore le pilotage du ou des moteurs; - la bande passante de la régulation n'est plus coupée. Elle est donc nettement augmentée par rapport à la technique usuelle; et - le système conforme à l'invention est simple (à réaliser et à mettre en oeuvre) et peu coteux. De façon avantageuse, ledit dispositif de correction corrige ledit régime mesuré NTL pour obtenir une valeur corrigée NTLcorr qui présente le même module que ladite valeur de consigne NTLcons et une phase qui 10 est opposée à la phase de ladite valeur de consigne NTLcons, dans des
domaines de fréquences situés autour d'un nombre n de modes de torsion de ladite chaîne cinématique, de préférence les n premiers modes de torsions, n étant un entier supérieur à 1.
Dans un mode de réalisation préféré, ladite unité de calcul et ledit 15 dispositif de correction sont incorporés dans un seul et même calculateur
numérique, de préférence de type FADEC ("Full Authority Digital Engine Computer"). Dans ce cas, il suffit, pour mettre en oeuvre la présente invention, de modifier la programmation dudit calculateur, c'est-à-dire du système de régulation existant, de sorte que la mise en oeuvre de la pré20 sente invention présente alors un cot très réduit.
Dans un autre mode de réalisation: - ledit dispositif de correction est un calculateur indépendant; ou
- ledit dispositif de correction est un moyen au moins partiellement mécanique, par exemple de type hydromécanique ou électromécanique.
La présente invention concerne également un procédé pour déterminer la loi de correction mise en oeuvre par le dispositif de correction du
système précité et conforme à l'invention.
Pour ce faire, selon l'invention, on réalise successivement les opérations suivantes: a) on élabore théoriquement un modèle de simulation de la chaîne de puissance (composé de la chaîne cinématique et d'au moins un moteur de l'appareil), permettant de calculer une première fonction de transfert entre le régime de rotation de la turbine libre, qui est filtré à l'aide 5 d'un filtre prédéterminé, et ladite valeur de consigne NTLcons (cette première fonction de transfert en boucle fermée résultant de la mise en parallèle des fonctions de transfert respectives de la chaîne de puissance et du filtre); b) on réalise un fonctionnement de ladite chaîne de puissance, pendant 10 lequel on mesure des paramètres permettant de recaler ladite première fonction de transfert; c) on détermine une fonction de transfert en boucle ouverte, en mettant en série la fonction de transfert ainsi recalée de ladite chaîne de puissance et la fonction de transfert dudit filtre; d) on soustrait la fonction de transfert dudit filtre à ladite fonction de transfert en boucle ouverte; et e) on élabore un correcteur en remplacement dudit filtre pour obtenir une
fonction de transfert de correction qui est telle que le transfert global obtenu par la mise en série de cette dernière et de la fonction de trans20 fert de la chaîne de puissance représente ladite loi de correction.
De façon avantageuse, on réalise de plus sur ladite loi de correction une augmentation des gains.
Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment
l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques 25 désignent des éléments semblables.
La figure 1 est le schéma synoptique d'un système de contrôle
conforme à l'invention.
La figure 2 illustre schématiquement un hélicoptère auquel on
applique un système de contrôle conforme à l'invention.
Le système 1 conforme à l'invention et représenté schématiquement sur la figure 1 est destiné à contrôler la stabilité en torsion de la chaîne cinématique 2 d'un appareil, en particulier d'un hélicoptère H. De façon connue, la chaîne cinématique 2 d'un hélicoptère H com5 porte au moins les éléments suivants, comme représenté sur la figure 2 - un rotor principal 3 de sustentation et d'avance de l'hélicoptère H, muni de pales 3A; et - un rotor de queue 4 destiné à combattre le couple dudit rotor principal 3, qui est muni de pales 4A; et - des boîtes de transmission, dont on a uniquement représenté (de façon schématique) la boîte de transmission principale 6 sur la figure 2, et des
arbres associés non représentés.
Ledit système 1 est destiné à réguler le régime du (ou des) moteur(s) 5 fournissant l'énergie motrice nécessaire à l'entraînement desdits 15 rotors 3 et 4 et comporte à cet effet: - un premier moyen 7 pour agir sur ledit régime, en fonction d'ordres de commande - un deuxième moyen 8 pour mesurer un régime NTL correspondant au régime de rotation de la turbine libre dudit moteur 5. Ce deuxième 20 moyen 8 peut, par exemple, mesurer le régime rotor NR et calculer le régime NTL à partir de l'expression NTL=kNR, k étant un coefficient connu, puisque le rotor est lié mécaniquement à la turbine libre; - un dispositif de correction 9 qui est relié par une liaison 10 audit deuxième moyen 8 pour corriger ledit régime mesuré NTL en une valeur 25 corrigée NTLcorr; - un troisième moyen 11 pour déterminer une valeur de consigne NTLcons correspondant à la valeur de consigne du régime de rotation de la turbine libre du moteur 5; et - une unité de calcul 12 qui est reliée par des liaisons 13 et 14 respectivement audit dispositif de correction 9 et audit troisième moyen 11 pour calculer automatiquement, à partir de ladite valeur de consigne NTLcons et de ladite valeur corrigée NTLcorr, des ordres de commande qui sont appliqués automatiquement audit premier moyen 7.
Lesdits moyens 7, 8 et 11 sont des moyens usuels connus.
Dans un mode de réalisation préféré: - ledit premier moyen 7 comporte au moins un doseur, de type usuel, pour doser, comme illustré schématiquement par une liaison 15 en 10 traits mixtes, le carburant qui est fourni au moteur 5, en fonction d'ordres de commande reçus par une liaison 16; ladite unité de calcul 12 calcule des ordres de commande permettant d'asservir (connaissant le régime NG qui correspond au régime du générateur de gaz du moteur 5 et qui est mesuré par un moyen usuel 17 re15 lié par une liaison 18 à l'unité de calcul 12) le régime du générateur de gaz dudit moteur 5 sur une valeur de consigne NGcons dudit régime du générateur de gaz, qui dépend de ladite valeur corrigée NTLcorr et de ladite valeur de consigne NTLcons; - ladite unité de calcul 12 comporte, à cet effet, un moyen de calcul 19 20 qui détermine ladite valeur de consigne NGcons du régime du générateur de gaz du moteur 5, et un moyen de calcul 20 qui détermine les ordres de commande du doseur 7, à partir de ladite valeur de consigne
NGcons qui est reçue dudit moyen de calcul 19 par une liaison 21.
Selon l'invention, ledit dispositif de correction 9 met en oeuvre une 25 loi de correction qui corrige ledit régime mesuré NTL pour obtenir une valeur corrigée NTLcorr présentant, au moins dans un domaine de fréquences situé autour au moins du premier mode de torsion de ladite chaîne cinématique 2 (mais de préférence dans une pluralité de n domaines de fréquences situés autour d'un nombre n de modes de torsion de ladite chaîne cinématique 2, n étant un entier supérieur à 1), le même module que ladite valeur de consigne NTLcons et une phase qui est opposée à la phase de ladite valeur de consigne NTLcons de manière à amortir au moins ledit
premier mode de torsion de la chaîne cinématique 2.
Ainsi, grâce à la présente invention, on obtient au moins les avantages suivants: - I'amortissement naturel (c'est-à-dire hors asservissement) du ou des premiers modes de torsion de la chaîne cinématique, est nettement augmenté. La sensibilité de ces modes est complètement réduite; I'absence de filtrage engendre un apport relatif de gain sur les modes de torsion, donc une avance de phase (par rapport à une technique de filtrage usuelle); - les deux avantages précédents combinés permettent de récupérer des
marges de stabilité très importantes et donc d'augmenter les gains de 15 régulation pour améliorer nettement les reprises du ou des moteurs 5.
De même, I'absence de tout retard de phase dans l'asservissement améliore le pilotage du ou des moteurs 5; - la bande passante de la régulation n'est plus coupée, et s'en trouve nettement augmentée par rapport à la technique usuelle; et
- le système 1 conforme à l'invention est simple et peu coteux.
On notera que la loi de correction conforme à la présente invention, contrairement au filtrage du régime mesuré NTL mis en oeuvre dans une régulation usuelle, n'a pas pour objectif, ni pour effet d'atténuer le gain pour améliorer la stabilité. Ladite loi de correction agit en effet essen25 tiellement sur la phase, dans le domaine de fréquences o cela est nécessaire (à proximité des modes de torsion de la chaîne cinématique 2), ce qui permet de préserver le gain. Ainsi, cette loi de correction procure un double effet avantageux, à savoir: 1 1 - à basse fréquence, sur les reprises du ou des moteurs 5 (effet usuel) et
- au moins à la fréquence du premier mode de torsion de la chaîne cinématique 2, sur l'amortissement de ce dernier (effet nouveau ajouté).
Dans un mode de réalisation préféré, ladite unité de calcul 12 et ledit dispositif de correction 9 sont incorporés dans un seul et même calculateur numérique, de préférence de type FADEC ("Full Authority Digital Engine Computer"). Dans ce cas, il suffit, pour mettre en oeuvre la présente invention, de modifier la programmation dudit calculateur FADEC 10 existant de sorte que la mise en oeuvre de la présente invention présente
un cot très réduit.
Dans un autre mode de réalisation - ledit dispositif de correction 9 est un calculateur indépendant; ou
- ledit dispositif de correction 9 est un moyen au moins partiellement mé15 canique, par exemple de type hydromécanique ou électromécanique.
Par ailleurs, selon la présente invention, pour déterminer la loi de correction mise en oeuvre par le dispositif de correction 9 du système 1, on réalise successivement au moins les opérations suivantes: a) on élabore théoriquement un modèle de simulation de la chaîne de 20 puissance [comportant ladite chaîne cinématique 2 et le (ou les) moteur(s) 5], permettant de calculer une première fonction de transfert HA entre le régime de rotation de la turbine libre, qui est filtré à l'aide d'un filtre prédéterminé, et ladite valeur de consigne NTLcons (cette première fonction de transfert en boucle fermée résultant de la mise en 25 parallèle des fonctions de transfert respectives de la chaîne de puissance et du filtre); b) on réalise un fonctionnement de ladite chaîne de puissance, pendant lequel on mesure des paramètres permettant de recaler ladite première fonction de transfert; c) on détermine une fonction de transfert en boucle ouverte, en mettant en série la fonction de transfert ainsi recalée de la chaîne de puissance et la fonction de transfert dudit filtre; d) on soustrait la fonction de transfert dudit filtre à ladite fonction de transfert en boucle ouverte; et e) on élabore un correcteur en remplacement dudit filtre pour obtenir une fonction de transfert de correction qui est telle que le transfert global obtenu par la mise en série de cette dernière et de la fonction de transfert de la chaîne de puissance représente ladite loi de correction. 10 Plus précisément, à l'étape a) précitée: - on élabore un modèle de simulation couplé du moteur 5 et de la chaîne cinématique 2. Ce modèle peut être similaire à celui préconisé dans la norme ARP 704. Le modèle du moteur est obtenu à partir de tables paramétriques issues d'essais du moteur 5 sur un banc d'essai. Le modèle 15 de la chaîne cinématique 2 est obtenu à partir de valeurs calculées d'inertie et de raideur en torsion des arbres, ainsi que de paramètres dynamiques des rotors 3 et 4. Ce modèle couplé permet de calculer la foncionde tansert A =NTLfiltrée première fonction de transfert HA=, c'est-à-dire le rapport NTLcons entre le régime de rotation filtré de la turbine libre et la valeur de consi20 gne du régime de rotation de la turbine libre; - puis, on élabore une régulation usuelle permettant d'effectuer en sécurité les vols d'identification de la chaîne de puissance. Par modélisation, on établit des caractéristiques de régulation usuelle adaptées à l'appareil H. Précisément, on applique alors les principes de l'automatique en res_NTLfiltrée pectant, pour la fonction de transfert HA= - en boucle NTLcons ouverte, les critères de marge de stabilité suivants 6dB de marge de gain; et
0 de marge de phase.
Par ailleurs, le vol effectué à l'étape b) a pour but de recaler le
modèle complet de la chaîne de puissance. Dans cette chaîne, deux éléments (le modèle moteur et le filtre) sont parfaitement connus. Seul le 5 modèle de simulation de la chaîne cinématique 2 reste théorique et doit donc être recalé par une mesure en vol des caractéristiques de la chaîne.
Ce vol n'engendre, dans la grande majorité des cas, aucun problème (en particulier de sécurité), puisque la mesure du régime NTL est
filtrée de façon usuelle, la régulation fonctionnant en boucle fermée.
L'identification des caractéristiques de la chaîne cinématique s'effectue comme suit: - pour une puissance donnée NG et un régime rotor donné NR, on injecte une excitation modulée sur la commande de pas collectif dans toute la plage de fréquences de la bande passante du doseur de carburant 7. On enregistre alors l'évolution du régime NTL; - cette identification est reproduire pour couvrir toute la plage de puissance NG et toute la plage de régime rotor NR (même si elle est faible) et avec au moins deux niveaux d'excitation différents afin d'identifier et
de quantifier les défauts de linéarité.
On en déduit alors un transfert hélicoptère "régime NTL / pas collectif du rotor principal 3", ainsi que ses variations possibles. L'essai permet de la même facon de mesurer la fonction de transfert HA= NTLfiltrée NTLcons décrite précédemment et, en comparant cette mesure aux calculs théoriques, d'estimer la représentativité du modèle et de le corriger éventuelle25 ment. Cette comparaison calcul/mesure est effectuée à partir de la fonction de transfert HA= NTLfiltrée en boucle fermée. Ceci permet de recaler NTLcons
précisément le modèle de simulation.
Concernant l'étape c) précitée du procédé conforme à l'invention, on notera que la méthode d'ouverture de la boucle NTL par calcul permet d'éviter de réaliser l'essai d'identification en configuration "doseur carburant 7 figé", ce qui pourrait poser d'importants problèmes de sécurité. On 5 utilise le modèle recalé, pour lequel il est aisé de calculer la fonction de transfert NTLfiltrée en boucle ouverte. L'ouverture de la boucle consiste à NTLcons calculer le transfert résultant de la mise en série des deux fonctions de transfert (chaîne de puissance et filtre) alors qu'elles sont en parallèle
quand la boucle est fermée.
A partir du modèle recalé de la chaîne cinématique obtenu à
l'étape d), on élabore à l'étape e) un correcteur en remplacement du filtre.
L'objectif du correcteur est de réaliser, à la fréquence (et au voisinage) au moins du premier mode de torsion de la chaîne cinématique 2, une correction en sortie de boucle NTL qui permet, lorsque l'on ferme la boucle, 15 d'annuler l'excitation introduite sur l'entrée NTLcons. Pour obtenir ce résultat, il faut et il suffit que la valeur NTLcorr ait le même module et une phase opposée par rapport à l'excitation introduite en NTLcons, et ceci à
la fréquence du premier mode de torsion, comme indiqué précédemment.
Le transfert global s'obtient par la mise en série des fonctions de 20 transfert "chaîne de puissance" et "correcteur". Avec des règles de calcul usuelles, on détermine donc la fonction de transfert "correcteur" qui, mis en série avec la fonction de transfert "chaîne de puissance", donne un signal NTLcorrigée ayant un module égal à celui de NTLcons et une phase opposée. Le correcteur ainsi élaboré a pour effet, lorsque la boucle est 25 fermée, d'annuler les perturbations dynamiques au moins à la fréquence
du premier mode de torsion sur la chaîne cinématique 2.
Eventuellement, on réalise également sur ladite loi de correction
une augmentation des gains.
Par ailleurs, un second vol, par exemple avec le correcteur (ainsi déterminé) qui est programmé dans le dispositif de correction 9, par exemple de type numérique (notamment un FADEC), permet de vérifier le bon comportement de la régulation et les améliorations attendues, à sa5 voir: - une stabilité très importante de la chaîne de torsion - une dynamique basse fréquence dans les arbres en rotation quasiment supprimé; et
- des reprises améliorées du ou des moteurs 5.
Claims (7)
1. Système pour contrôler la stabilité en torsion de la chaîne cinématique (2) d'un appareil, en particulier d'un hélicoptère (H), ledit système (1) permettant de réguler le régime d'au moins un moteur (5) de ladite chaîne cinématique (2) et comportant au moins: - un premier moyen (7) pour agir sur ledit régime, en fonction d'ordres de commande; - un deuxième moyen (8) pour mesurer un régime NTL correspondant au régime de rotation de la turbine libre dudit moteur (5); - un dispositif de correction (9) pour corriger ledit régime mesuré NTL en une valeur corrigée NTLcorr; - un troisième moyen (11) pour déterminer une valeur de consigne NTLcons correspondant à la valeur de consigne du régime de rotation de la turbine libre du moteur (5); et - une unité de calcul (12) pour calculer automatiquement, à partir de ladite valeur de consigne NTLcons et de ladite valeur corrigée NTLcorr, des ordres de commande qui sont appliqués automatiquement audit premier moyen (7), caractérisé en ce que ledit dispositif de correction (9) met en oeuvre une 20 loi de correction qui corrige ledit régime mesuré NTL pour obtenir une valeur corrigée NTLcorr présentant, au moins dans un domaine de fréquences situé autour au moins du premier mode de torsion de ladite chaîne cinématique (2), le même module que ladite valeur de consigne NTLcons et une phase qui est opposée à la phase de ladite valeur de consigne 25 NTLcons de manière à amortir au moins ledit premier mode de torsion de
la chaîne cinématique (2).
2. Système selon la revendication 1, caractérisé en ce que ledit dispositif de correction (9) corrige ledit régime mesuré NTL pour obtenir une valeur corrigée NTLcorr qui présente le même module que ladite valeur de consigne NTLcons et une phase qui est opposée à la phase de ladite valeur de consigne NTLcons, dans des domaines de fréquences situés autour d'un nombre n de modes de torsion de
ladite chaîne cinématique (2), n étant un entier supérieur à 1.
3. Système selon l'une des revendications 1 et 2,
caractérisé en ce que ladite unité de calcul (12) et ledit dispositif de correction (9) sont incorporés dans un seul et même calculateur de type numérique.
4. Système selon l'une des revendications 1 et 2,
caractérisé en ce que ledit dispositif de correction (9) est un calculateur indépendant.
5. Système selon l'une des revendications 1 et 2,
caractérisé en ce que ledit dispositif de correction (9) est un moyen au
moins partiellement mécanique.
6. Procédé pour déterminer la loi de correction mise en oeuvre par
le dispositif de correction (9) du système (1) spécifié sous l'une quelconque des revendications 1 à 5,
caractérisé en ce que l'on réalise successivement les opérations suivantes: a) on élabore théoriquement un modèle de simulation de la chaîne de puissance comportant la chaîne cinématique (2) et au moins un moteur (5) de l'appareil (H), permettant de calculer une première fonction de transfert entre le régime de rotation de la turbine libre, qui est filtré à l'aide d'un filtre prédéterminé, et ladite valeur de consigne NTLcons; b) on réalise un fonctionnement de la chaîne de puissance, pendant lequel on mesure des paramètres permettant de recaler ladite première fonction de transfert; c) on détermine une fonction de transfert en boucle ouverte, en mettant en série la fonction de transfert ainsi recalée de la chaîne de puissance et la fonction de transfert dudit filtre; d) on soustrait la fonction de transfert dudit filtre à ladite fonction de transfert en boucle ouverte; et e) on élabore un correcteur en remplacement dudit filtre, pour obtenir une fonction de transfert de correction qui est telle que le transfert global obtenu par la mise en série de cette dernière et de la fonction de transfert de la chaîne de puissance représente ladite loi de correction. 10
7. Procédé selon la revendication 6,
caractérisé en ce que l'on réalise sur ladite loi de correction une augmentation des gains.
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8996204B2 (en) | 2010-06-23 | 2015-03-31 | Honeywell International Inc. | Systems and methods for adjusting target approach speed |
| FR2974564B1 (fr) * | 2011-04-29 | 2013-12-27 | Eurocopter France | Procede pour ameliorer le passage d'un etat de non synchronisation a un etat de synchronisation entre un moteur et un rotor, et dispositif associe |
| US8829701B2 (en) | 2012-10-11 | 2014-09-09 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Resonant mode damping system and method |
| CN104908927B (zh) * | 2015-05-21 | 2017-02-22 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 自动纠偏操纵凸轮机构 |
| CN104859860A (zh) * | 2015-05-22 | 2015-08-26 | 厦门大学 | 一种用于无人机动力装置自动控制的电子调速器 |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3954229A (en) * | 1975-01-02 | 1976-05-04 | Textron, Inc. | Automatic one-per-rev control system |
| US5895012A (en) * | 1996-04-04 | 1999-04-20 | Eurocopter France | Method and device for reducing the effect of the vibration generated by the driveline of a helicopter |
| FR2817234A1 (fr) * | 2000-11-30 | 2002-05-31 | Eurocopter France | Systeme de transmission d'un aeronef, en particulier d'un helicoptere |
Family Cites Families (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB908443A (en) | 1959-03-10 | 1962-10-17 | Napier & Son Ltd | Control apparatus for the power units of helicopters |
| US4267496A (en) * | 1979-05-18 | 1981-05-12 | Ivanov Gely M | Device for damping oscillations |
| US4276744A (en) | 1979-09-19 | 1981-07-07 | General Electric Company | Control system for gas turbine engine |
| US4453378A (en) * | 1982-04-19 | 1984-06-12 | Chandler Evans, Inc. | Torsional mode suppressor |
-
2002
- 2002-08-26 FR FR0210563A patent/FR2843812B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
2003
- 2003-07-29 US US10/628,428 patent/US6921248B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2003-07-31 GB GB0317975A patent/GB2393268B/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3954229A (en) * | 1975-01-02 | 1976-05-04 | Textron, Inc. | Automatic one-per-rev control system |
| US5895012A (en) * | 1996-04-04 | 1999-04-20 | Eurocopter France | Method and device for reducing the effect of the vibration generated by the driveline of a helicopter |
| FR2817234A1 (fr) * | 2000-11-30 | 2002-05-31 | Eurocopter France | Systeme de transmission d'un aeronef, en particulier d'un helicoptere |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10730613B2 (en) | 2017-06-13 | 2020-08-04 | Airbus Helicopters | Regulation system for controlling the vibratory behavior and/or the twisting stability of a drivetrain, a rotorcraft fitted with such a regulation system, and an associated regulation method |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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| GB2393268B (en) | 2006-01-25 |
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| US6921248B2 (en) | 2005-07-26 |
| FR2843812B1 (fr) | 2004-10-08 |
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