WO1996020107A1 - Dispositif de suspension anti-vibratoire de rotor d'helicoptere - Google Patents

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WO1996020107A1
WO1996020107A1 PCT/FR1995/001728 FR9501728W WO9620107A1 WO 1996020107 A1 WO1996020107 A1 WO 1996020107A1 FR 9501728 W FR9501728 W FR 9501728W WO 9620107 A1 WO9620107 A1 WO 9620107A1
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WO
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fuselage
connecting rods
gearbox
rotation
axis
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Application number
PCT/FR1995/001728
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English (en)
Inventor
René Louis MOUILLE
Original Assignee
Eurocopter France
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Publication date
Application filed by Eurocopter France filed Critical Eurocopter France
Priority to US08/682,712 priority Critical patent/US5782430A/en
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16F—SPRINGS; SHOCK-ABSORBERS; MEANS FOR DAMPING VIBRATION
    • F16F15/00—Suppression of vibrations in systems; Means or arrangements for avoiding or reducing out-of-balance forces, e.g. due to motion
    • F16F15/02—Suppression of vibrations of non-rotating, e.g. reciprocating systems; Suppression of vibrations of rotating systems by use of members not moving with the rotating systems
    • F16F15/04—Suppression of vibrations of non-rotating, e.g. reciprocating systems; Suppression of vibrations of rotating systems by use of members not moving with the rotating systems using elastic means
    • F16F15/06—Suppression of vibrations of non-rotating, e.g. reciprocating systems; Suppression of vibrations of rotating systems by use of members not moving with the rotating systems using elastic means with metal springs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/001—Vibration damping devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16F—SPRINGS; SHOCK-ABSORBERS; MEANS FOR DAMPING VIBRATION
    • F16F15/00—Suppression of vibrations in systems; Means or arrangements for avoiding or reducing out-of-balance forces, e.g. due to motion
    • F16F15/02—Suppression of vibrations of non-rotating, e.g. reciprocating systems; Suppression of vibrations of rotating systems by use of members not moving with the rotating systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/001—Vibration damping devices
    • B64C2027/002—Vibration damping devices mounted between the rotor drive and the fuselage

Definitions

  • the invention relates to an anti-vibration suspension device for a rotor, in particular the main or lift, of a helicopter on the fuselage of the latter, that is to say a suspension device intended to filter vibrations between the rotor and fuselage.
  • the or each main rotor is integral in rotation with a rotor shaft or mast supported and driven in rotation about its axis, which constitutes the axis of rotation of the rotor, by a so-called main gearbox.
  • a motor propulsion unit coaxial with the rotor mast around the axis of rotation, and connected by at least one drive shaft to a motor propulsion unit, supported by the structure of the fuselage of the helicopter, in general on an upper part of the fuselage called mechanical floor , on which is also mounted the assembly consisting of the main gearbox, the mast and the rotor.
  • the above-mentioned assembly must be mounted on the fuselage by means of a suspension device filtering the vibrations transmitted from the rotor to the fuselage, and in particular the longitudinal (relative to the helicopter) and transverse or lateral excitations, which are the most troublesome.
  • a particular focal point suspension device is described in US Pat. No. 3,698,663 and comprises: - a set of at least three straight and rigid suspension bars, distributed around the box transmission and arranged obliquely to the axis of rotation, so as to converge towards the axis of rotation, at a point called "focal point", each bar being connected by one end to the transmission box and articulated by so other end to a structural support of the fuselage, and
  • a device for connecting the base of the gearbox to the fuselage allowing the fuselage transfer of the reaction torque to the rotor drive torque by the gearbox, as well as displacements of the gearbox relative to to the fuselag with flexibility in at least one direction perpendicular to the axis of rotation to filter vibrations between the rotor and the fuselage.
  • a suspension device of this type the aforementioned assembly of the main transmission box of the mast and of the rotor is thus attached to the fuselage structure by the set of converging oblique bars with focal point, around which this suspended assembly can oscillate little.
  • Different known foca point suspension devices in particular by US-3,698,663 as well as by FR 2228 66 and FR 2 232481, differ from each other by the production of the connection device connecting the base or the bottom of the transmission box to the structure of the fuselage
  • the connecting device of the base of the ⁇ transmissio box to the fuselage comprises a part, two identical connecting rods substantially parallel and extending substantially in the same plane perpendicular to the axis of rotation, one end of each connecting rod being connected to a structural fuselage support while its other end is articulated on one respectively two lateral supports, fixed on opposite sides of the gearbox, and, on the other hand at least one elastic connection comprising at least one elastic return element in at least said direction perpendicular to the axis of rotation and also perpendicular to the direction of the connecting rods, the elastic return element being fixed between a structural support of the fuselage and a lateral support for the base of the transmission box.
  • the device of the "Gazelle" helicopter has drawbacks, mentioned below, because, as shown in FIG. 2, the two connecting rods 14A, working in traction to transmit the reaction torque (to the drive torque of the rotor) from the base of the gearbox 5A to the structure of the fuselage 6A, are available on either side of the radial plane passing through the axis of rotation AA, in the center of the gearbox 5A, and by the centers of the articulations 15A of the connecting rods 14A on the lateral supports 16A diametrically opposite on the base of the gearbox 5A, and the device for connecting this base to the structure of the fuselage 6A comprises a pair of elastic connections 13A diametrically opposed by relative to the axis AA and each comprising an element 17A for elastic return of the box 5A in the direction perpendicular to the axis AA and to the direction of the connecting rods 14A, each element 17A being a stud in elasto era fixed on the one hand on one respectively of two
  • the suspension is monodirectional and longitudinal, insofar as the studs of elas ⁇ tomera 17A are elastically deformed in traction-compression to filter the longitudinal excitations of the box 5A transmission.
  • the end of the non-articulated connecting rods on the gearbox is articulated on the free end of the u respectively of two radial arms projecting from the same side each near one respectively of the two ends of a transverse torsion tube (relative to the connecting rods), mounted in rotation by its ends around its axis, substantially perpendicular to the axis of the rotor and to the connecting rods, on two structural supports of the fuselage, being elastically biased towards an initial position .
  • This device provides a high stiffness in torque by the connecting rods, stressed one in tension and the other in compression, and which constitute with the torsion tube, that the connecting rods stress with substantially the same torque but in opposite directions , a main kinematic chain, entirely mechanical, ensuring torque locking, without presenting any danger of damage, in particular by hydraulic oils, the torque retention being independent of the longitudinal and transverse movements of the base of the gearbox, which are damped by a secondary kinematic chain, comprising elastic connection means ensuring a bidirectional suspension.
  • these elastic connection means comprise, to ensure the elastic connection perpendicular to the connecting rods, two other connecting rods each articulated at the base of the gearbox by one end and the other end of which is connected to a support structural of the fuselage by an elastomer element, ensuring the lateral return, while the longitudi ⁇ nal recall, or the elastic connection substantially parallel to the connecting rods, is provided by two elastomer elements, each of which is mounted between a structural support of the fuselage and one end of one respectively of two other connecting rods each articulated by its other end on the free end of one respectively of two other arms, projecting radially on the torsion tube, and each in the diametrical extension and on the opposite side of one respectively of the first two radial arms integral in rotation with the torsion tube, and on the free end of each of which is articulated one respectively of two connecting rods connected to the gearbox.
  • anti-vibration suspension devices of the anti-resonant type including embodiments described in French patents FR 2 474 996 and FR 2 499 505, have a device for connecting the base of the gearbox to the structure of the fuselage q comprises a plate fixed to attachment points on the fuselage structure as well as at the bottom of the gearbox, and swinging masses at the ends free of flexible levers secured to radial arms connected directly or indirectly to the plate and / or to the gearbox of transmission as well as at the points of attachment of the plate on the structure of the fuselage, in order to considerably reduce the alternating reactions at the level of these attachments, thus to filter the corresponding vibrations.
  • An object of the invention is to provide improvements to the focal point type anti-vibration suspension device, as known from US Pat. No. 3,698,663, capable of being easily fitted into a bidirectional mono suspension, and in which the principle of focal point suspension can be used alone, but completely cleared the underside of the gearbox and mechanical floor and offering as high torque stiffness as in US-3,698,663, provided by a main kinematic chain of lower height, above mechanical floor of the fuselage, or in combination with the principle of the anti-resonant suspension, without the device having the complexity of the structure of known devices of the anti-resonant type.
  • Another object of the invention is to provide a device requiring only a minimum of attachment points on the fuselage structure, easy maintenance, thanks to simplified interfaces with the gearbox as with the fuselage, while being very reliable.
  • Another object of the invention is finally to provide such a device comprising simple, economical elastic connection means and easy maintenance.
  • the invention provides an anti-vibration suspension device with focal point of the aforementioned type, which is characterized in that the ends of the connecting rods connected to structural supports of the fuselage are directly articulated on these supports, preferably by ball joints.
  • This produces a single-directional suspension system with a fully mechanical main kinematic chain, very simple, very accessible and of very low height on the mechanical floor, completely free from the underside of the gearbox, and which allows, by the arrangement of the connecting rods longitudinally on the helicopter, and advantageously towards the rear of the gearbox, according to a very favorable location on the mechanical floor of the fuselage of the helicopter, to ensure a transverse suspension, filtering the lateral disturbances, the most troublesome for the occupants of the helicopter.
  • a bidirectional suspension can be obtained by articulating the ends of the connecting rods, on the side opposite to the gearbox, not directly on the structural supports of the fuselage. but on a flexible bar, on which each connecting rod is articulated in the vicinity of one respectively of two articulations by which this bar, substantially perpendicular to the connecting rods, is articulated on these structural supports.
  • the lateral suspension, or in the direction perpendicular to that of the connecting rods, is always ensured by the elastic link (s) of the device for connecting the base or the bottom casing of the gearbox to the fuselage structure, these elastic links being able, from known manner, include pads made of elastomer.
  • connection device com takes, as already known, a pair of elastic connections diametrically opposite with respect to the axis of rotation e each comprising at least one elastic return element in the direction perpendicular to that of the connecting rods, i it is advantageous that, according to the invention, each elastic link is fixed to one respectively of the lateral supports of the transmission box on which one of the two connecting rods is articulated respectively.
  • a bidirectional flexible bar suspension device can also be adapted as a mixed suspension device, of the type with focal point in the direction perpendicular to the rods and of the anti-resonant type in the direction of the rods, if the flexible bar carries a localized beating mass in the middle
  • This realization makes it possible to reduce the alternating reactions to the fasteners of the bar on the structure and simultaneously to increase the rigidity of the bar to increase its resistance under the forces of the couple.
  • the bar made rigid and resistant, is cut in the middle to form two levers, and the ends of the connecting rods connected to the structural supports of the fuselage are each articulated on one respectively of the two rigid levers, substantially aligned in the extension of one another and substantially perpendicular to the connecting rods, and each articulated on one respectively of the structural supports of the fuselage, in the vicinity of the articulation said lever on the corresponding connecting rod, the two levers being moreover articulated one on the other at their adjacent ends by a central articulation, between the connecting rods, without elastic connection of the central articulation to the transmission box, or even possibly without stressing the central articulation by an elastic connection in the direction of the connecting rods.
  • a concentrated mass can be fixed at the central articulation of the two levers, and the elasticity in the direction of the connecting rods is completely dissociated from the two levers and can be ensured by a second pair of elastic connections of the device. liaison.
  • Each elastic connection of this second pair comprises at least one elastic return element in the direction of the connecting rods, and is fixed to one respectively of two structural supports of the fuselage, arranged substantially in the radial plane passing through the axis of rotation and parallel to the connecting rods.
  • Each of these elastic connections is also fixed to one respectively of two supports which can be arranged laterally in diametrically opposite positions on the base of the transmission box, or, optionally, on either side of the mass. and the central articulation of the levers.
  • a mass concentrated according to the preceding realatio can be distributed on the two levers, so that each of them presents an increased mass in its party adjacent to the central joint, and to which may possibly be added another mass, remaining concentrated, and fixed to the central joint.
  • the device according to the invention can also be arranged as a laterally suspended focal point suspension device (or even a transverse unidirectional suspension device with focal point), that is to say perpendicular to the direction of the connecting rods, and as a suspension activated longitudinally, i.e. in the direction of the connecting rods.
  • the two rigid levers without mass located on their central articulation or distributed in their part adjacent to the latter, are urged, at their central articulation, by at least one actuator tending to move the central articulation in the direction of the connecting rods, and being able to function as a recentering device, tending to keep the two levers aligned.
  • This actuator can be a true rectilinear, mounted between the central articulation of the two levers and a structural attachment point of the fuselage, the jack then being aligned on the diametrical axis parallel to the connecting rods, and, in an advantageous embodiment, c jack is hydraulic and controlled by a servo-valve, which is controlled by electrical commands developed in amplitude and in phase in particular from signals coming, for example, from stress sensors in the connecting rods and / or from vibration level sensors in the helicopter cabin.
  • the central articulation of the two levers one on the other must be able to absorb their virtual elongation, weak in practice, when the levers are no longer aligned.
  • the central articulation advantageously comprises means for compensating for the misalignments of the two levers, such that at least one deformable elastomer element mounted between two parts articulated one on the other of the two levers.
  • this single elastic connection can also be used instead of elastic connections ensuring only lateral elasticity, in the simplest versions of the device of the invention.
  • this single elastic connection can comprise two elastomer studs, working in shear, and fixed on either side of a common support projecting sideways on the base of the gearbox, and each sandwiched between this common support and one respectively of two frames rigidly linked to an attachment fitting on the fuselage, this single elastic connection can further comprise at least one stop limiting the deformation of the studs, comm this can also be the case at each elastic link, when the connecting device comprises several.
  • FIG. 1 is a schematic side elevational view and partial of a focal point anti-vibration suspension device
  • FIG. 2 is a schematic view in vertical elevation, limited to the fuselage connecting device at the bottom of the transmission box of a suspen ⁇ sion device according to Figure 1 fitted to the helicopter "Gazelle", e corresponding to l 'state of the art,
  • FIG. 3 is a view similar to FIG. 2 for a suspension device with a monodirectional and transverse focal point according to the invention
  • FIG. 4 is a view similar to Figure 3 for a suspension device with focal point and bidirec ⁇ tional
  • Figures 4a and 4b showing the deformations under load of a member ensuring the longitudinal elasticity
  • - Figure 5 is a view similar to FIG. 4 for a mixed suspension device, with lateral focal point and longitudinally anti-resonant
  • FIG. 6 is a view similar to Figure 5 for a variant of the same type of device
  • - Figure 7 is a view similar to Figure 6 for another variant of the same type of device
  • FIG. 8 is a section on VIII-VIII of FIG. 7,
  • FIG. 9 is a section along IX-IX of FIG. 7,
  • FIG. 10 is a side view along the arrow X in Figure 7, and
  • Figure 11 is a view similar to Figure 7 for an example of suspension device with focal point laterally and activated longitudinally.
  • Figure 1 partially shows a rotor 1 princi ⁇ pal of a helicopter, whose blades 2 are connected to a hub 3 integral in rotation with the upper end of a rotor mast 4, which is supported by its base in a box main transmission 5 connected, not shown, by a transmission shaft to the power train of the helicopter.
  • the main gearbox 5 is coaxial with the rotor mast 4 around its axis A-A, and drives it in rotation around this axis, which is the axis of rotation of the rotor.
  • This main gearbox 5 is suspended from the mechanical floor 6, at the top of the helicopter fuselage, by an anti-vibration suspension device which includes a set of four suspension bars 7.
  • the four bars 7 rectilinear and rigid, are distributed around the box 5 and arranged obliquely to the axis of rotation AA, so as to converge at the top of the box 5 and on the axis of rotation AA.
  • These bars 7 are thus arranged like the four oblique edges of a trunk of a pyramid with a square base, for example, and which connect the large to the small base.
  • Each bar 7 is connected to the frustoconical upper part 5a of the case of the box 5 by its upper end linked by a ball joint 8 on an anchoring tab 9 projecting laterally on the upper part 5a of the box 5, and each bar 7 is connected by its lower end to the mechanical floor 6 of the fuselage by a ball joint 10 connecting it to a structural support 11 of the fuselage, for example a structural attachment fitting.
  • the assembly consisting of the rotor 1, the mast 4 and the main gearbox 5 is attached to the structure 6 by the set of oblique bars 7, the axes of which converge at a focal point F, around which the assembly suspended can oscillate.
  • the focal point anti-vibration suspension device also comprises a connection device 12 connecting the bottom or the base 5b, of generally cylindrical shape, from the box 5 to the fuselage 6.
  • This connection device 12 comprises one or more elastic connections , diagrams in 13, authorizing the movements of the base 5b of the box 5 with elastic return to filter the vibrations generated by the rotation of the rotor 1, as well as a set of two connecting rods 14, shown in FIG. 3, for transferring at the fuselage 6 the reaction torque to the rotational driving torque of the rotor 1 and of the mast 4 by the main transmission box 5.
  • the two connecting rods 14 are identical, parallel e extend in the same plane perpendicular to the axis of rotation AA.
  • the connecting rods 14 are arranged longitudinally relative to the helicopter and each of them has its front end connected by a ball joint 15 on one of two supports 16 diametrically opposite and e lateral projection on the base 5b of the box 5 , the ball joints 15 being centered in the transverse radia plane, passing through the central axis AA of the gearbox 5 e perpendicular to the longitudinal axis XX of the helicopter
  • each connecting rod 14 is connected by a ball joint 19 to one respectively of two attachment fittings 20 constituting structural supports of the mechanical floor 6 of the fuselage.
  • reaction torque is thus transmitted from the base 5b of the casing of the box 5 to the fuselage structure 6 by the parallel connecting rods 14, one of which works in traction and the other in compression because they are both arranged d 'same side backwards, from the diametral radial plane passing through the centers of the articulations 15 on the lateral supports 16 of the box 5.
  • the lateral suspension Perpendicular to the longitudinal rods 14 the lateral suspension, that is to say the filtering of transverse excitations, is ensured by two pads of elastomer 17, each constituting one of the two elastic transverse connections of the connecting device 12, each pad 17 being fixed, by one end, against one respectively of the two lateral supports 16 of the base 5b of the box 5 and, by its other end, against one respective ⁇ ment of two structural supports 18, diametrically opposite with respect to the axis of rotation AA, on the mechanical floor 6 of the fuselage.
  • These studs 17 thus ensure the elastic connection of the bottom of the box 5 to the structure 6 in the direction perpendicular to that of the connecting rods 14, by working in traction-compression.
  • These pads 17 are elastically deformable and, in known manner, their elastic return tends to return the box 5 to its initial neutral position, thereby filtering the transverse excitations.
  • This device is very simple, compact and very accessible because it is clear from the underside of the box 5, and from a very low height on the mechanical floor, comprising only two articulations to the structure and two articulations to the box 5. It is also very reliable and economical.
  • the bidirectional focal point suspension device in FIG. 4 comprises numerous members similar to those of the example in FIG. 3, and identified by the same references, and it differs from the previous example only in the following differences : instead of being articulated directly on a structural support 20 of the fuselage 6, the rear end of each connecting rod 14 is connected by the ball joint 19 to a flexible bar 21, perpendicular to the connecting rods 14, and itself connected by each of its two ends by a ball joint 22 on a fastening fitting 23 constituting a structural support of the fuselage 6.
  • the flexible bar 21 may be metallic or made of composite material, and each connecting rod 14 is articulated at 19 near one respectively of the joints 22 of the bar 21 on the fuselage 6, the joints 19 being disposed between the joints 22 so as to obtain a good longitudinal elasticity, that is to say along the longitudinal axis XX of the helicopter of the bar 21 at the same time as a good resistance of this bar in bending.
  • FIG. 4a shows the deformation of the bar 21 under the torque forces transmitted by the base 5b of the transmission box to the connecting rods 14 of which the upper connecting rod in FIG. 4 is stressed in compression and the lower connecting rod in tension, as indicated pa arrows in Figure 4a.
  • FIG. 4b shows the deformation of the flexible bar 21 under longitudinal force urging the main gearbox 5 and moving its base 5b towards the rear, by loading the two connecting rods 14 in compression
  • the longitudinal elasticity shown by FIG. 4b , is ensured by the elastic deformation of the flexible bar 21, and it is noted that the deformations in S d bar 21 greatly minimize the displacements of the main gearbox 5 loaded with torque.
  • the lateral suspension is provided by the elastomer pads 17 forming the elastic connections between the base 5b of the transmission box and the structure of the fuselage 6.
  • This device is also simple, space-saving and very accessible, and at the cost of a flexible bar and two additional articulations, it has the advantage of ensuring a reliable and economical two-way suspension, without studs made of longitudinal return elastomer.
  • the device for mixed suspension, with lateral suspension with focal point and with anti-resonant longitudinal suspension, of FIG. 5 is distinguished from the example of FIG. 4 only by the fixing of a localized mass 2 on the middle of the flexible bar 21 , so that the same references as above designate the analogous elements.
  • the mass 24 behaves like a beating mass of the anti-resonant suspension devices as described in the aforementioned patents, and makes it possible considerably to reduce the alternating reactions produced by the deformations of the flexible bar 21, carrying the mass 24, at the level of the attachment fittings 23 on the structure of the fuselage 6, while offering the possibility of increasing the rigidity of the bar 21, and therefore its resistance under the torque forces stressing the main gearbox 5.
  • each of the connecting rods 14 is connected to its extremit back by a ball joint 19 on a respective one of the two rigid levers 25, adjacent the hinge 22 of the latter on the corresponding attachment fitting 23.
  • This variant makes it possible to dissociate the problem of resistance of the transverse bar, solved by the choice of two rigid levers 25, from the problem of the longitudinal elasticity of the device, which is dissociated from the levers 25 and ensured by two other pads made of elastomer 28, centered on the longitudinal axis XX of the helicopter, and therefore in the radial and diametral plane parallel to the connecting rods 14, each of these studs 28 constituting an elastic connection with elasti ⁇ longitudinal return in the connection device between the bottom of the main gearbox 5 and the structure of the fuselage 6.
  • each stud 28 is fixed between one respectively of two structural supports 29 of the fuselage 6, arranged on either side of the base 5b of the box transmission 5, and one respectively of two side supports 30 diametrically opposite on this base 5b of the box 5, these side supports 30 may be diametrically opposite parts of the outer face of the gearbox housing.
  • These studs 28 are stressed in tension-compression and are elastically deformed to provide the longitudinal suspension. According to another variant, they could be arranged on either side of the central mass 27, each being fixed between this central mass 27 and one of two structural supports of the fuselage, so that these two connections longitudinal elastics remain centered on the longitudinal axis XX. It is understood that, taking into account the great rigidity of the two levers 25, the movements of the gearbox 5 loaded in torque are practically zero.
  • the lateral suspension is provided by the two elastomer pads 17 constituting elastic transverse connections.
  • FIG. 7 represents a variant of the device of FIG. 6, in which the mass 27 concentrated on the central articulation of FIG. 6 is distributed in the parts 32 of the two rigid levers 31 by which these levers 31 are articulated one on the other by the central articulation 33.
  • Each of the rigid levers 31 is, for this purpose, widened and thickened in its end part 32, in the vicinity of the central articulation 33.
  • the two lateral elastic connections formed by the studs 17 and the two longitudinal elastic connections formed by the elastomer pads 28 in FIG. 6 are integrated, in the variant of FIG. 7, in a single elastic connection 34 connecting the base. 5b from the main gearbox to the fuselage 6.
  • This single elastic connection 34 is shown in section in FIG. 8. It is mounted centered on the longitudinal axis XX, in the diametrical plane parallel to the connecting rods 14, and between the latter. It is fixed to a lateral support 35 projecting outwards on the base 5b of the main gearbox, and constituted for example by an extension of the lower flange 36 of the main gearbox.
  • This elastic connection 34 comprises two cylindrical elastomer pads 37 adhered by a flat base, one on the upper face and the other on the lower face of the support 35, and by their opposite flat bases, the first on a "U" frame. 38 and the second on a flat frame 39, which are fixed, for example by bolting, one on the other and both on a structural attachment on the structure of the fuselage 6.
  • Each of the two studs 37 deforms elastically and provides an elastic return, both lateral and longitudinal, by working in shear, due to its sandwich mounting between the support 35 of the gearbox and the stirrup fixed to the structure of the fuselage 6 and consisting of the reinforcements 38 and 39.
  • a stop limiting the deformations of the elastic connection 35 can be provided in the form of a bolt 40 centered in the radial plane passing through the longitudinal axis XX and fixed to the reinforcements 38 and 39 which it crosses, in tr also showing the studs 37 as well as the lateral support 35, with a sufficient radial clearance to limit the deformation stroke of the elastic connection 34.
  • the elasticity of this connection 34 is the same in the longitudinal and sideways.
  • FIGS. 9 and 10 schematically represent two examples of central articulation usable for this purpose.
  • the central articulation 33 of the figure consists of a yoke with two parallel branches 32 formed at the end of the enlarged and thickened part 32 of the lever 31 above the longitudinal axis XX in the figure 7, and between which is engaged a lug 32b at the end of the thickened and enlarged part 32 of the lever 31 below the axis XX in FIG. 7.
  • the lug 32b is retained in the yoke of the branches 32a by a bolt 41, forming a pivot axis, with the interposition of a tubular member 42 of elastomer, elastically deformable, between the bolt 41 and the tab 32b, and forming a silentbloc.
  • a tubular member 42 of elastomer elastically deformable, between the bolt 41 and the tab 32b, and forming a silentbloc.
  • the lug 32b of one of the levers 31 is engaged between the branches 32a of the yoke of the other lever 31, but with interposition, between the lug 32b and each of the branches 32a, of one respectively of two elastomer studs 43, fixed between the facing faces and sheared in the event of misalignment of the levers 31.
  • These studs 43 unlike the elastomer studs considered above, are laminated studs, that is to say made up of an alternating stack of rigid plates and layers of elastomer.
  • Figure 11 shows an example of a mixed suspension, focal point lateral suspension and activated longitudinal suspension.
  • This device differs from that of FIG. 7 in that the two rigid levers 44 do not have increased mass on their part adjacent to the central articulation 45, which does not support localized mass, but is articulated on the end free of the rod 46 of a hydraulic cylinder 47 whose cylinder 48 is articulated by its bottom at 49 on a structural attachment 50 of the fuselage 6.
  • the joints 45 and 49 are centered on the longitudinal axis XX, parallel to the connecting rods 14 in the plane perpendicular to the axis AA and containing the connecting rods 14 and the levers 44.
  • the linear actuator constituted by this hydraulic cylinder 47 constitutes a refocusing member longitudinally moving the central articulation 45 of the levers 44, so that the longitudinal suspension of the device is active.
  • the hydraulic cylinder 47 is, for this purpose, controlled by a servo-valve (not shown) controlled by electrical commands, in number at least equal to the number of rotor blades per rotation of the latter, these electrical commands being supplied by a computer developing them in amplitude and in phase from signals showing, for example, alternating stresses in the connecting rods 14 and delivered by stress sensors on these connecting rods 14, and / or from the vibration level measured in the cabin of the helicopter, by vibration sensors, arranged for example under the pilot's seat.
  • the linear actuator 47 can be combined with (or replaced by) a spring 51, the effects of which add to (or replace) those of the single elastic connection 34, identical to that of the previous example , as regards the longitudinal elasticity.
  • this device is identical to that of FIG. 7 as regards the mounting of the connecting rods 14 on the levers 44 and the articulation of the latter on the fuselage 6.
  • the fittings 23 of the levers 25, 31 or 44 of Figures 6, 7 or 11, or of the bar 21 of Figures 4 and 5, or the attachment fittings 20 of the connecting rods 14 of Figure 3 on the structure of the fuselage 6 can be integrated into the attachment fitting 11 of the oblique bars 7 on the fuselage structure 6 (see FIG. 1), for the two bars 7 towards the rear of the main gearbox 5.
  • the single elastic link 34 with two elastomer pads 37 in FIGS. 7 and 11 can also be placed at the front of the main gearbox 5, and such an elastic link 3 can also be used in the devices of FIGS. 3 to 6.
  • the elastic connection 34 of FIGS. and 11 can be replaced by two pairs of elastic studs, such as 17 and 28 of FIG. 6, and, the device of FIGS. 3 to 5 can include a second pair of elastic studs such as 28 in FIG. 6.

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Abstract

Le dispositif de suspension comprend, pour relier la base (5b) de la boîte de transmission au fuselage (6), deux bielles (14) parallèles, articulées (15) sur des supports (16) latéraux fixés sur des côtés opposés de la base (5b) et s'étendant d'un même côté de la boîte de transmission jusqu'à leur liaison (19) à des supports structuraux (20) du fuselage (6). Des liaisons élastiques (17) assurent la suspension au moins dans la direction perpendiculaire aux bielles (14). En variante, les bielles (14) sont reliées au fuselage (6) en s'articulant sur un barreau flexible transversal, éventuellement muni d'une masse battante centrale, ou sur des leviers transversaux articulés l'un sur l'autre par une articulation centrale et sur la structure. Application à la suspension mono ou bidirectionnelle, à point focal et éventuellement antirésonnante des rotors principaux d'hélicoptères.

Description

DISPOSITIF DE SUSPENSION ANTI-VIBRATOIRE DE ROTOR D'HELICOPTERE
L'invention concerne un dispositif de suspension anti-vibratoire d'un rotor, en particulier principal ou sustentateur, d'hélicoptère sur le fuselage de ce dernier, c'est-à-dire un dispositif de suspension destiné à filtrer des vibrations entre le rotor et le fuselage.
En général, sur les hélicoptères, le ou chaque rotor principal est solidaire en rotation d'un arbre ou mât rotor supporté et entraîné en rotation autour de son axe, qui constitue l'axe de rotation du rotor, par une boîte de transmission dite principale, coaxiale au mât rotor autour de l'axe de rotation, et reliée par au moins un arbre de transmission à un groupe moto propulseur, supporté par la structure du fuselage de l'hélicoptère, en général sur une partie supérieure du fuselage appelée plancher mécanique, sur lequel est également monté l'ensemble constitué de la boîte de transmission principale, du mât et du rotor. En raison essentiellement des efforts alternés qui s'exercent sur les composants du rotor pendant sa rotation, 1'ensemble précité doit être monté sur le fuselage par l'intermédiaire d'un dispositif de suspension filtrant les vibrations transmises du rotor au fuselage, et en particu- lier les excitations longitudinales (par rapport à l'héli¬ coptère) et transversales ou latérales, qui sont les plus gênantes.
Parmi les nombreux dispositifs connus de suspension anti-vibratoire de rotor d'hélicoptère, les dispositifs du type dit "à point focal" et ceux du type dit "antirésonnant" ont fait l'objet de différentes propositions et réalisa¬ tions.
Un dispositif particulier de suspension à point focal est décrit dans US-3,698,663 et comprend : - un jeu d'au moins trois barres de suspension, rec- tilignes et rigides, réparties autour de la boîte de transmission et disposées en oblique par rapport à l'axe d rotation, de sorte à converger vers l'axe de rotation, en u point dit "point focal", chaque barre étant reliée par un extrémité à la boîte de transmission et articulée par so autre extrémité à un support structural du fuselage, et
- un dispositif de liaison de la base de la boîte d transmission au fuselage, permettant le transfert a fuselage du couple de réaction au couple d'entraînement d rotor par la boite de transmission, ainsi que des déplace ents de la boîte de transmission par rapport au fuselag avec une souplesse dans au moins une direction perpendicu laire à l'axe de rotation pour filtrer des vibrations entr le rotor et le fuselage.
Dans un dispositif de suspension de ce type l'ensemble précité de la boîte de transmission principale du mât et du rotor est ainsi attaché à la structure d fuselage par le jeu des barres obliques convergentes a point focal, autour duquel cet ensemble suspendu peu osciller. Différents dispositifs de suspension à point foca connus,notamment par US-3,698,663 ainsi que par FR 2228 66 et FR 2 232481, se différencient les uns des autres par l réalisation du dispositif de liaison reliant la base ou l fond de la boîte de transmission à la structure du fuselage Ainsi, l'hélicoptère "Gazelle", de la sociét
AEROSPATIALE Société Nationale Industrielle, est équipé d'u dispositif de suspension anti-vibratoire de ce type dan lequel, comme également décrit dans US-3,698,663, l dispositif de liaison de la base de la boîte^ de transmissio au fuselage comprend, d'une part, deux bielles identiques sensiblement parallèles et s'étendant sensiblement dans u même plan perpendiculaire à l'axe de rotation, une extrémit de chaque bielle étant reliée à un support structural d fuselage tandis que son autre extrémité est articulée su l'un respectivement de deux supports latéraux, fixés sur de côtés opposés de la boîte de transmission, et, d'autre part au moins une liaison élastique comportant au moins un élément de rappel élastique dans au moins ladite direction perpendiculaire à l'axe de rotation et également perpendicu¬ laire à la direction des bielles, l'élément de rappel élastique étant fixé entre un support structural du fuselage et un support latéral de la base de la boîte de transmis¬ sion.
Le dispositif de l'hélicoptère "Gazelle" présente des inconvénients, mentionnés ci-dessous, car, comme représenté sur la figure 2, les deux bielles 14A, travail¬ lant en traction pour transmettre le couple de réaction (au couple d'entraînement du rotor) de la base de la boîte de transmission 5A à la structure du fuselage 6A, sont dispo¬ sées de part et d'autre du plan radial passant par l'axe de rotation A-A, au centre de la boîte de transmission 5A, et par les centres des articulations 15A des bielles 14A sur les supports latéraux 16A diamétralement opposés sur la base de la boîte de transmission 5A, et le dispositif de liaison de cette base à la structure du fuselage 6A comprend une paire de liaisons élastiques 13A diamétralement opposées par rapport à l'axe A-A et comprenant chacune un élément 17A de rappel élastique de la boîte 5A dans la direction perpendi¬ culaire à l'axe A-A et à la direction des bielles 14A, chaque élément 17A étant un plot en élasto ère fixé d'une part sur l'un respectivement de deux supports latéraux 18A diamétralement opposés sur la base de la boîte de transmis¬ sion 5A, et, d'autre part, sur l'un respectivement des deux supports structuraux 20A d'attache au fuselage 6A sur lesquels s'articulent en 19A les bielles 14A. Ces dernières étant disposées transversalement par rapport à l'hélicoptère, la suspension est monodirection¬ nelle et longitudinale, dans la mesure où les plots d'élas¬ tomère 17A sont élastiquement déformés en traction-compres¬ sion pour filtrer les excitations longitudinales de la boîte de transmission 5A.
Une telle réalisation a pour inconvénient de ne pas assurer de suspension bidirectionnelle, et donc de ne pa filtrer les excitations transversales, et son architectur ne se prête pas de manière simple, fiable et économique une adaptation assurant une suspension bidirectionnelle. Par contre, dans US-3,698,663, les bielles s'éten dent d'un même côté d'un plan sensiblement parallèle à l'ax de rotation et passant par les centres des articulations de bielles sur la boîte de transmission, de sorte que l'une de bielles est sollicitée en traction et l'autre en compressio pour le transfert au fuselage dudit couple de réaction. D plus, l'extrémité des bielles non articulées sur la boîte d transmission est articulée sur l'extrémité libre de l'u respectivement de deux bras radiaux en saillie d'un même côté chacun près de l'une respectivement des deux extrémités d'un tube de torsion transversal (par rapport aux bielles), monté en rotation par ses extrémités autour de son axe, sensiblement perpendiculaire à l'axe du rotor et aux bielles, sur deux supports structuraux du fuselage, en étant élastiquement rappelé vers une position initiale. Ce dispositif procure une forte raideur en couple par les bielles, sollicitées l'une en traction et l'autre en compression, et qui constituent avec le tube de torsion, que les bielles sollicitent avec sensiblement le même moment de torsion mais dans des sens opposés, une chaîne cinématique principale, entièrement mécanique, assurant le blocage en couple, sans présenter de danger d'endommagement, notamment par les huiles hydrauliques, la retenue du couple étant indépendante des déplacements longitudinaux et transversaux de la base de la boîte de transmission, qui sont amortis par une chaîne cinématique secondaire, comprenant des moyens de liaison élastique assurant une suspension bidirectionnelle. Dans US-3,698,663, ces moyens de liaison élastique comprennent, pour assurer la liaison élastique perpendicu¬ lairement aux bielles, deux autres bielles articulées chacune à la base de la boîte de transmission par une extrémité et dont l'autre extrémité est reliée à un support structural du fuselage par un élément en élastomère, assurant le rappel latéral, tandis que le rappel longitudi¬ nal, ou la liaison élastique sensiblement parallèlement aux bielles, est assuré(e) par deux éléments en élastomère, dont chacun est monté entre un support structural du fuselage et une extrémité de l'une respectivement d'encore deux autres bielles articulées chacune par son autre extrémité sur l'extrémité libre de l'un respectivement de deux autres bras, en saillie radiale sur le tube de torsion, et chacun dans le prolongement diamétral et du côté opposé de l'un respectivement des deux premiers bras radiaux solidaires en rotation du tube de torsion, et sur l'extrémité libre de chacun desquels s'articule l'une respectivement de deux bielles reliées à la boîte de transmission. Avec cette architecture, on comprend qu'un tube de torsion de dimensions modestes suffit à assurer une rigidité élevée en couple, si les bielles reliées à la boîte de transmission sollicitent le tube de torsion avec des bras de levier très courts. Toutefois, par construction, il n'est pas possible de donner à ces bras de levier une longueur aussi courte que souhaitable, et ces bras de levier sont prolongés par ceux des moyens de liaison élastique dans la direction des bielles, de sorte que l'encombrement du dispositif, parallè- lement à l'axe du rotor reste important. Il en résulte que les bielles de la chaîne cinématique principale ne peuvent pas être articulées sur la boîte de transmission au niveau de sa base, et que les bras de levier, bielles et éléments d'élastomère des moyens de liaison élastique dans la direction des bielles doivent être logés sous le plancher mécanique, ce qui complique le montage et l'accessibilité pour la maintenance. En outre, il est délicat et coûteux d'articuler le tube de torsion sur le fuselage et les bielles principales sur le tube de torsion de manière telle que les efforts dans les bielles soient parfaitement antagonistes, et le tube de torsion est sollicité par des contraintes alternées et antagonistes qui sont très préjud ciales à sa durée de vie. Un autre inconvénient de dispositif connu est son poids et son encombrement du fa qu'il comporte, en plus des deux bielles principales, de autres paires de bielles des moyens de liaison élastique. Par ailleurs, les dispositifs de suspension ant vibratoire du type antiresonnant, dont des réalisations so décrites dans les brevets français FR 2 474 996 et FR 2499 505, ont un dispositif de liaison de la base de boite de transmission à la structure du fuselage q comprend une platine fixée à des points d'attache sur structure du fuselage ainsi qu'au fond de la boîte transmission, et des masses battantes aux extrémités libr de leviers flexibles solidaires de bras radiaux reli directement ou indirectement à la platine et/ou à la boî de transmission ainsi qu'aux points d'attaches de la plati sur la structure du fuselage, afin de réduire considérabl ment les réactions alternées au niveau de ces attaches, ainsi de filtrer les vibrations correspondantes. Un but de l'invention est de proposer des perfe tionnements au dispositif de suspension anti-vibratoire type à point focal, tel que connu par US-3,698,663, susceptible d'être aisément aménagé en suspension mono bidirectionnelle, et dans lequel le principe de la suspe sion à point focal peut être utilisé seul, mais en dégagea complètement le dessous de la boîte de transmission et plancher mécanique et en offrant une aussi forte raideur couple que dans US-3,698,663, procurée par une chaî cinématique principale de moindre hauteur, au dessus d plancher mécanique du fuselage, ou en combinaison avec l principe de la suspension antirésonnante, sans que l dispositif présente la complexité de la structure de dispositifs connus de type antiresonnant.
Un autre but de l'invention est de proposer un te dispositif ne nécessitant qu'un minimum de points d'attach sur la structure du fuselage, d'une maintenance aisée, grâc à des interfaces simplifiées avec la boîte de transmission comme avec le fuselage, tout en étant très fiable.
Un autre but enfin de l'invention est de proposer un tel dispositif comportant des moyens de liaison élastique simples, économiques et d'un entretien aisé.
A cet effet, l'invention propose un dispositif de suspension anti-vibratoire à point focal du type précité, qui se caractérise en ce que les extrémités des bielles reliées à des supports structuraux du fuselage sont directe- ment articulées sur ces supports, de préférence par des articulations à rotule. On obtient ainsi un dispositif de suspension monodirectionnel à chaîne cinématique principale entièrement mécanique, très simple, très accessible et de très faible hauteur sur le plancher mécanique, totalement dégagée du dessous de la boîte de transmission, et qui permet, par la disposition des bielles longitudinalement sur l'hélicoptère, et avantageusement vers l'arrière de la boîte de transmission, selon une implantation très favorable sur le plancher mécanique du fuselage de l'hélicoptère, d'assu- rer une suspension transversale, filtrant les excitations latérales, les plus gênantes pour les occupants de l'héli¬ coptère.
A partir du dispositif de suspension selon l'inven¬ tion tel que présenté ci-dessus, on peut obtenir une suspension bidirectionnelle en articulant les extrémités des bielles, du côté opposé à la boîte de transmission, non pas directement sur les supports structuraux du fuselage mais sur un barreau flexible, sur lequel chaque bielle est articulée au voisinage de l'une respectivement de deux articulations par lesquelles ce barreau, sensiblement perpendiculaire aux bielles, est articulé sur ces supports structuraux.
On conserve les avantages d'une chaîne cinématique principale mécanique simple, accessible et de faible hauteur sur le plancher mécanique, et dégagée du dessous de la boîte, mais de plus, dans ce cas, l'élasticité longitudina- le, ou dans la direction des bielles, du dispositif suspension est assurée par les déformations du barre flexible sous les efforts longitudinaux, tandis que sous l efforts de couple, la déformation en S du barreau flexib diminue fortement les déplacements de la boîte de transmi sion, dont le carter est sollicité par le couple de réacti au couple d'entraînement en rotation du rotor. La suspensi latérale, ou dans la direction perpendiculaire à celle d bielles, est toujours assurée par la ou les liaiso élastiques du dispositif de liaison de la base ou du fond carter de la boite de transmission à la structure fuselage, ces liaisons élastiques pouvant, de manièr connue, comprendre des plots en élastomère.
En particulier, si le dispositif de liaison com prend, comme déjà connu, une paire de liaisons élastique diamétralement opposées par rapport à l'axe de rotation e comportant chacune au moins un élément de rappel élastiqu dans la direction perpendiculaire à celle des bielles, i est avantageux que, selon l'invention, chaque liaiso élastique soit fixée sur l'un respectivement des support latéraux de la boîte de transmission sur lequel s'articul l'une respectivement des deux bielles.
Dans les réalisations à barreau flexible, selo l'invention, afin d'obtenir l'élasticité recherchée avec un meilleure résistance du barreau en flexion, il est avanta geux que les articulations des bielles sur ce barrea flexible soient disposées entre les articulations du barrea flexible sur les supports structuraux du fuselage.
Un dispositif de suspension bidirectionnelle barreau flexible selon l'invention peut également êtr adapté en dispositif de suspension mixte, du type à poin focal en direction perpendiculaire aux bielles et du typ antiresonnant dans la direction des bielles, si le barrea flexible porte une masse battante localisée en son milieu Cette réalisation permet de réduire les réactions alternée aux attaches du barreau sur la structure et simultanémen d'augmenter la rigidité du barreau pour accroître sa résistance sous les efforts du couple.
Toutefois, si le dimensionnement du barreau n'est pas possible, compte tenu des encombrements disponibles, le barreau, rendu rigide et résistant, est coupé en son milieu pour former deux leviers, et les extrémités des bielles reliées à des supports structuraux du fuselage sont chacune articulée sur l'un respectivement des deux leviers rigides, sensiblement alignés dans le prolongement l'un de l'autre et sensiblement perpendiculaires aux bielles, et chacun articulé sur l'un respectivement des supports structuraux du fuselage, au voisinage de l'articulation dudit levier sur la bielle correspondante, les deux leviers étant par ailleurs articulés l'un sur l'autre à leurs extrémités adjacentes par une articulation centrale, entre les bielles, sans liaison élastique de l'articulation centrale à la boîte de transmis¬ sion, voire même éventuellement sans sollicitation de l'articulation centrale par une liaison élastique dans la direction des bielles. Dans ce cas, une masse concentrée peut être fixée au niveau de l'articulation centrale des deux leviers, et l'élasticité dans la direction des bielles est complètement dissociée des deux leviers et peut être assurée par une seconde paire de liaisons élastiques du dispositif de liaison. Chaque liaison élastique de cette seconde paire comprend au moins un élément de rappel élastique dans la direction des bielles, et est fixée sur l'un respectivement de deux supports structuraux du fuselage, disposés sensible¬ ment dans le plan radial passant par l'axe de rotation et parallèle aux bielles. Chacune de ces liaisons élastiques est également fixée à l'un respectivement de deux supports qui peuvent être disposés latéralement dans des positions diamétralement opposées sur la base de la boîte de transmis¬ sion, ou, éventuellement, de part et d'autre de la masse et de l'articulation centrale des leviers.
Dans une variante de réalisation, dissociant également le problème de résistance du barreau subdivisé e deux leviers du problème de son élasticité dans la directio des bielles, une masse concentrée selon la réalisatio précédente peut être répartie sur les deux leviers, de sort que chacun d'eux présente une masse augmentée dans sa parti voisine de l'articulation centrale, et à laquelle peu éventuellement s'ajouter une autre masse, restant concen trée, et fixée à l'articulation centrale.
Le dispositif selon l'invention peut également êtr aménagé en dispositif à suspension latéralement à poin focal (ou encore dispositif à suspension monodirectionnell transversale à point focal), c'est-à-dire perpendiculaire ment à la direction des bielles, et en dispositif à suspen sion activée longitudinalement, c'est-à-dire dans l direction des bielles. A cet effet, les deux levier rigides, sans masse localisée sur leur articulation central ou répartie dans leur partie adjacente à cette dernière, sont sollicités, au niveau de leur articulation centrale, par au moins un actionneur tendant à déplacer l'articulatio centrale dans la direction des bielles, et pouvant fonction ner comme un dispositif de recentrage, tendant à mainteni les deux leviers alignés. Cet actionneur peut être un véri rectiligne, monté entre l'articulation centrale des deu leviers et un point d'attache structural du fuselage, l vérin étant alors aligné sur l'axe diamétral parallèle au bielles, et, dans une forme avantageuse de réalisation, c vérin est hydraulique et commandé par une servo-valve, qu est pilotée par des ordres électriques élaborés en amplitud et en phase notamment à partir de signaux provenant, pa exemple, de capteurs de contraintes dans les bielles et/o de capteurs de niveaux vibratoires dans la cabine d l'hélicoptère.
Dans les différentes réalisations à leviers rigides, comme la résistance de ces derniers ne pose plus de problè- me, il est possible de diminuer l'encombrement du dispositif en disposant les articulations des leviers rigides sur les supports structuraux correspondants entre les articulations des bielles sur les leviers.
En outre, l'articulation centrale des deux leviers l'un sur l'autre doit pouvoir absorber leur élongation virtuelle, faible en pratique, lorsque les leviers ne sont plus alignés. A cet effet, l'articulation centrale comprend avantageusement des moyens de compensation des désaligne¬ ments des deux leviers, tel qu'au moins un élément déforma- ble en élastomère monté entre deux parties articulées l'une sur l'autre des deux leviers.
Dans les réalisations comportant des liaisons élastiques assurant, pour certaines, l'élasticité longitudi¬ nale, et pour d'autres, l'élasticité transversale, il est possible, en variante, d'intégrer ces différentes liaisons élastiques en une unique liaison élastique comportant au moins un élément de rappel élastique selon la direction des bielles et selon la direction perpendiculaire à celle des bielles, cet élément de rappel étant fixé sur un support structural du fuselage sensiblement disposé dans le plan radial parallèle aux bielles. Cette liaison élastique, qui procure les élasticités longitudinale et latérale dans le dispositif de liaison de la base de la boite de transmission à la structure du fuselage, peut être positionnée aussi bien entre les bielles que de l'autre côté, par rapport à l'axe de rotation passant par le centre de la boîte de transmis¬ sion. En outre, une telle unique liaison élastique peut également être utilisée à la place des liaisons élastiques assurant uniquement l'élasticité latérale, dans les varian¬ tes les plus simples du dispositif de l'invention. Selon une structure avantageusement simple, cette unique liaison élastique peut comprendre deux plots en élastomère, travaillant en cisaillement, et fixés de part et d'autre d'un support commun en saillie latérale sur la base de la boîte de transmission, et chacun en sandwich entre ce support commun et l'une respectivement de deux armatures rigidement liées à une ferrure d'attache sur le fuselage, cette unique liaison élastique pouvant de plus comprendre a moins une butée limitant la déformation des plots, comm cela peut également être le cas au niveau de chaque liaiso élastique, lorsque le dispositif de liaison en comport plusieurs.
D'autres caractéristiques et avantages de l'inven tion découleront de la description donnée ci-dessous, titre non limitatif, d'exemples de réalisation décrits e référence aux dessins annexés sur lesquels : - la figure 1 est une vue schématique en élévatio latérale et partielle d'un dispositif de suspension anti vibratoire à point focal,
- la figure 2 est une vue schématique en élévatio verticale, limitée au dispositif de liaison au fuselage d fond de la boite de transmission d'un dispositif de suspen¬ sion selon la figure 1 équipant l'hélicoptère "Gazelle", e correspondant à l'état de la technique,
- la figure 3 est une vue analogue à la figure 2 pour un dispositif de suspension à point focal monodirec- tionnelle et transversale selon l'invention,
- la figure 4 est une vue analogue à la figure 3 pour un dispositif de suspension à point focal et bidirec¬ tionnelle, les figures 4a et 4b montrant les déformations sous charge d'un organe assurant l'élasticité longitudinale, - la figure 5 est une vue analogue à la figure 4 pour un dispositif de suspension mixte, à point focal latéralement et antirésonnante longitudinalement,
- la figure 6 est une vue analogue à la figure 5 pour une variante du même type de dispositif, - la figure 7 est une vue analogue à la figure 6 pour une autre variante du même type de dispositif,
- la figure 8 est une coupe selon VIII-VIII de la figure 7,
- la figure 9 est une coupe selon IX-IX de la figure 7,
- la figure 10 est une vue de côté selon la flèche X de la figure 7, et
- la figure 11 est une vue analogue à la figure 7 pour un exemple de dispositif de suspension à point focal latéralement et activé longitudinalement. La figure 1 représente en partie un rotor 1 princi¬ pal d'hélicoptère, dont les pales 2 sont reliées à un moyeu 3 solidaire en rotation de l'extrémité supérieure d'un mât rotor 4, qui est supporté par sa base dans une boîte de transmission principale 5 reliée, de manière non représen- tée, par un arbre de transmission au groupe moto-propulseur de l'hélicoptère. La boite de transmission principale 5 est coaxiale au mât rotor 4 autour de son axe A-A, et l'entraîne en rotation autour de cet axe, qui est l'axe de rotation du rotor. Cette boîte de transmission principale 5 est suspen- due sur le plancher mécanique 6, à la partie supérieure du fuselage de l'hélicoptère, par un dispositif de suspension anti-vibratoire qui comprend un jeu de quatre barres de suspension 7. Les quatre barres 7 rectilignes et rigides, sont réparties autour de la boîte 5 et disposées en oblique par rapport à l'axe de rotation A-A, de sorte à converger au sommet de la boite 5 et sur l'axe de rotation A-A. Ces barres 7 sont ainsi disposées comme les quatre arêtes obliques d'un tronc de pyramide à base carrée, par exemple, et qui relient la grande à la petite base. Chaque barre 7 est reliée à la partie supérieure tronconique 5a du carter de la boîte 5 par son extrémité supérieure liée par une articulation à rotule 8 sur une patte d'ancrage 9 en saillie latérale sur la partie supérieure 5a de la boîte 5, et chaque barre 7 est reliée par son extrémité inférieure au plancher mécanique 6 du fuselage par une articulation à rotule 10 la reliant à un support structural 11 du fuselage, par exemple une ferrure d'attache structurale.
Ainsi, l'ensemble constitué du rotor 1, du mât 4 et de la boîte de transmission principale 5 est attaché à la structure 6 par le jeu des barres obliques 7, dont les axes convergent en un point focal F, autour duquel l'ensemble suspendu peut osciller.
Le dispositif de suspension anti-vibratoire à poi focal comprend également un dispositif de liaison 12 reliant le fond ou la base 5b, de forme générale cylindri que, de la boite 5 au fuselage 6. Ce dispositif de liais 12 comprend une ou plusieurs liaisons élastiques, schémati sées en 13, autorisant les déplacements de la base 5b de l boite 5 avec rappel élastique pour filtrer les vibration engendrées par la rotation du rotor 1, ainsi qu'un jeu d deux bielles 14, représenté sur la figure 3, pour transfére au fuselage 6 le couple de réaction au couple d'entraînemen en rotation du rotor 1 et du mât 4 par la boîte de transmis sion principale 5.
Les deux bielles 14 sont identiques, parallèles e s'étendent dans un même plan perpendiculaire à l'axe d rotation A-A. Les bielles 14 sont disposées longitudinaleen par rapport à l'hélicoptère et chacune d'elles a so extrémité avant reliée par une articulation à rotule 15 su l'un de deux supports 16 diamétralement opposés et e saillie latérale sur la base 5b de la boite 5, les articula tions à rotule 15 étant centrées dans le plan radia transversal, passant par l'axe central A-A de la boite 5 e perpendiculaire à l'axe longitudinal X-X de l'hélicoptère A son extrémité arrière, chaque bielle 14 est reliée par un articulation à rotule 19 à l'une respectivement de deu ferrures d'attache 20 constituant des supports structurau du plancher mécanique 6 du fuselage. Le couple de réactio est ainsi transmis de la base 5b du carter de la boîte 5 la structure du fuselage 6 par les bielles parallèles 14 dont l'une travaille en traction et l'autre en compression du fait qu'elles sont toutes deux disposées d'un même côté vers l'arrière, du plan radial diamétral passant par le centres des articulations 15 sur les supports latéraux 16 d la boîte 5. Perpendiculairement aux bielles 14 longitudinales la suspension latérale, c'est-à-dire le filtrage de excitations transversales, est assurée par deux plots d'élastomère 17, constituant chacun l'une des deux liaisons élastiques transversales du dispositif de liaison 12, chaque plot 17 étant fixé, par une extrémité, contre l'un respecti- vement des deux supports latéraux 16 de la base 5b de la boîte 5 et, par son autre extrémité, contre l'un respective¬ ment de deux supports structuraux 18, diamétralement opposés par rapport à l'axe de rotation A-A, sur le plancher mécanique 6 du fuselage. Ces plots 17 assurent ainsi la liaison élastique du fond de la boîte 5 à la structure 6 dans la direction perpendiculaire à celle des bielles 14, en travaillant en traction-compression. Ces plots 17 sont élastiquement déformables et, de manière connue, leur rappel élastique tend à ramener la boîte 5 dans sa position neutre initiale, en filtrant ainsi les excitations transversales.
Ce dispositif est très simple, peu encombrant et très accessible car dégagé du dessous de la boîte 5, et d'une très faible hauteur sur le plancher mécanique, en ne comportant que deux articulations à la structure et deux articulations à la boîte 5. Il est aussi très fiable et économique.
Le dispositif de suspension bidirectionnelle à point focal de la figure 4 comprend de nombreux organes analogues à ceux de l'exemple de la figure 3, et repérés par les mêmes références, et il ne se distingue de l'exemple précédent que par les différences suivantes : au lieu d'être articulée directement sur un support structural 20 du fuselage 6, l'extrémité arrière de chaque bielle 14 est reliée par l'articulation à rotule 19 à un barreau flexible 21, perpendiculaire aux bielles 14, et lui-même relié par chacune de ses deux extrémités par une articulation 22 à rotule sur une ferrure d'attache 23 constituant un support structural du fuselage 6. Le barreau flexible 21 peut être métallique ou en matériau composite, et chaque bielle 14 est articulée en 19 à proximité de l'une respectivement des articulations 22 du barreau 21 sur le fuselage 6, les articulations 19 étant disposées entre les articulations 22 de façon à obtenir une bonne élasticité longitudinale c'est-à-dire selon l'axe longitudinal X-X de l'hélicoptère du barreau 21 en même temps qu'une bonne résistance de c barreau en flexion. La figure 4a montre la déformation en du barreau 21 sous les efforts de couple transmis par l base 5b de la boîte de transmission aux bielles 14 dont l bielle supérieure sur la figure 4 est sollicitée en compres sion et la bielle inférieure en traction, comme indiqué pa les flèches sur la figure 4a.
La figure 4b montre la déformation du barrea flexible 21 sous effort longitudinal sollicitant la boîte d transmission principale 5 et déplaçant sa base 5b ver l'arrière, en chargeant les deux bielles 14 en compression L'élasticité longitudinale, mise en évidence par la figur 4b, est assurée par la déformation élastique du barrea flexible 21, et l'on note que les déformations en S d barreau 21 minimisent fortement les déplacements de la boit de transmission principale 5 chargée en couple. Dans cet exemple également, la suspension latéral est assurée par les plots en élastomère 17 formant le liaisons élastiques entre la base 5b de la boite de trans mission et la structure du fuselage 6.
Ce dispositif est également simple, peu encombran et très accessible, et au prix d'un barreau flexible et d deux articulations supplémentaires, il présente l'avantag d'assurer une suspension bidirectionnelle fiable et économi que, sans plot en élastomère de rappel longitudinal.
Le dispositif de suspension mixte, à suspensio latérale à point focal et à suspension longitudinal antirésonnante, de la figure 5 ne se distingue de l'exempl de la figure 4 que par la fixation d'une masse localisée 2 sur le milieu du barreau flexible 21, de sorte que les mêmes références que précédemment désignent les éléments analo- gués. La masse 24 se comporte comme une masse battante des dispositifs de suspension antirésonnante tels que décrits dans les brevets précités, et permet de réduire considéra¬ blement les réactions alternées produites par les déforma¬ tions du barreau flexible 21, portant la masse 24, au niveau des ferrures d'attache 23 sur la structure du fuselage 6, tout en offrant la possibilité d'augmenter la rigidité du barreau 21, et donc sa résistance sous les efforts de couple sollicitant la boîte de transmission principale 5.
Comme le plancher mécanique 6 d'un hélicoptère est en général très encombré, s'il n'est pas possible de dimensionner le barreau 21 compte tenu des encombrements disponibles pour son positionnement et ses déformations, on peut adopter la variante de la figure 6. Dans cette varian¬ te, le barreau 21 des figures 4 et 5 est remplacé par deux leviers 25, rigides et résistants, qui sont alignés bout à bout perpendiculairement aux bielles 14, et reliés l'un à l'autre au niveau de leurs extrémités adjacentes par une articulation centrale 26, qui n'est pas reliée élastiquement à la boite 5 et sur laquelle est fixée une masse concentrée 27, correspondant à la masse 24 de la figure 5. A son extrémité opposée à l'articulation 26, chaque levier 25 est relié par une articulation à rotule 22 sur l'une respective¬ ment des deux ferrures 23 d'attache structurale de liaison au fuselage 6. Comme dans l'exemple précédent, chacune des bielles 14 est reliée à son extrémité arrière par une articulation à rotule 19 sur l'un respectivement des deux leviers rigides 25, au voisinage de l'articulation 22 de ce dernier sur la ferrure d'attache 23 correspondante. Cette variante permet de dissocier le problème de résistance du barreau transversal, résolu par le choix de deux leviers rigides 25, du problème de l'élasticité longitudinale du dispositif, laquelle est dissociée des leviers 25 et assurée par deux autres plots en élastomère 28, centrés sur l'axe longitudinal X-X de l'hélicoptère, et donc dans le plan radial et diamétral parallèle aux bielles 14, chacun de ces plots 28 constituant une liaison élastique à rappel élasti¬ que longitudinal dans le dispositif de liaison entre le fond de la boîte de transmission principale 5 et la structure du fuselage 6. Pour cela, chaque plot 28 est fixé entre l'un respectivement de deux supports structuraux 29 du fuselage 6, disposés de part et d'autre de la base 5b de la boîte de transmission 5, et l'un respectivement de deux supports latéraux 30 diamétralement opposés sur cette base 5b de la boîte 5, ces supports latéraux 30 pouvant être des parties diamétralement opposées de la face externe du carter de boîte de transmission. Ces plots 28 sont sollicités en traction-compression et se déforment élastiquement pour assurer la suspension longitudinale. Ils pourraient être, selon une autre variante, disposés de part et d'autre de la masse centrale 27, en étant fixés chacun entre cette masse centrale 27 et l'un de deux supports structuraux du fusela- ge, de sorte que ces deux liaisons élastiques longitudinales restent centrées sur l'axe longitudinal X-X. On comprend que, compte tenu de la grande rigidité des deux leviers 25, les mouvements de la boîte de transmission 5 chargée en couple sont pratiquement nuls. Comme dans les exemples précédents, la suspension latérale est assurée par les deux plots en élastomère 17 constituant des liaisons élastiques transversales.
La figure 7 représente une variante du dispositif de la figure 6, dans laquelle la masse 27 concentrée sur l'articulation centrale de la figure 6 est répartie dans les parties 32 des deux leviers rigides 31 par lesquelles ces leviers 31 sont articulés l'un sur l'autre par l'articula¬ tion centrale 33. Chacun des leviers rigides 31 est, à cet effet, élargi et épaissi dans sa partie d'extrémité 32, au voisinage de l'articulation centrale 33. La résistance des leviers 31 étant ainsi assurée, il est possible de diminuer l'encombrement du dispositif en reliant les extrémités arrière des bielles 14 par les articulations 19 aux extrémi¬ tés des leviers 31, du côté opposé à l'articulation centrale 33, les articulations 22 des leviers 31 sur les ferrures d'attache structurale 23 étant alors disposées entre les deux articulations 19, et chacune à proximité de l'articula¬ tion 19 de la bielle 14 correspondante.
De plus, les deux liaisons élastiques latérales formées par les plots 17 et les deux liaisons élastiques longitudinales formées par les plots en élastomère 28 de la figure 6 sont intégrées, dans la variante de la figure 7, en une unique liaison élastique 34 reliant la base 5b de la boîte de transmission principale au fuselage 6.
Cette unique liaison élastique 34 est représentée en coupe sur la figure 8. Elle est montée centrée sur l'axe longitudinal X-X, dans le plan diamétral parallèle aux bielles 14, et entre ces dernières. Elle est fixée à un support latéral 35 en saillie vers l'extérieur sur la base 5b de la boîte de transmission principale, et constitué par exemple par une extension de la bride inférieure 36 de la boîte de transmission principale. Cette liaison élastique 34 comprend deux plots en élastomère cylindriques 37 adhérisés par une base plane l'un sur la face supérieure et l'autre sur la face inférieure du support 35, et par leurs bases planes opposées le premier sur une armature en "U" 38 et le second sur une armature plane 39, qui sont fixées, par exemple par boulonnage, l'une sur l'autre et toutes les deux sur une attache structurale sur la structure du fuselage 6. Chacun des deux plots 37 se déforme élastiquement et assure un rappel élastique aussi bien latéral que longitudinal, en travaillant en cisaillement, du fait de son montage en sandwich entre le support 35 de la boîte de transmission et l'étrier fixé à la structure du fuselage 6 et constitué des armatures 38 et 39. Une butée limitant les déformations de la liaison élastique 35 peut être prévue sous la forme d'un boulon 40 centré dans le plan radial passant par l'axe longitudinal X-X et fixé aux armatures 38 et 39 qu'il traverse, en traversant également les plots 37 ainsi que le support latéral 35, avec un jeu radial suffisant pour limiter la course de déformation de la liaison élastique 34. L'élasticité de cette liaison 34 est la même dans le sens longitudinal et dans le sens latéral. Elle est détermi née par le choix des plots d'élastomère 37 pour convenir la suspension latérale, et la masse 32 des leviers 31 ains que les bras de levier sur ces derniers pour l'action de bielles 14 et celle des masses 32 sont adaptés pour qu l'élasticité de la liaison 34 convienne également à l suspension longitudinale du dispositif.
Dans les exemples des figures 6 et 7, on compren que les leviers 25 et 31 s'allongent fictivement lorsqu'il ne sont plus alignés. Cet allongement fictif, très faible, doit être compensé et absorbé par l'articulation centrale 2 ou 33. Les figures 9 et 10 représentent schématiquement deu exemples d'articulation centrale utilisables à cet effet. Sur la figure 9, l'articulation centrale 33 de la figure est constituée par une chape à deux branches parallèles 32 formées à l'extrémité de la partie 32 élargie et épaissie d levier 31 au-dessus de l'axe longitudinal X-X sur la figur 7, et entre lesquelles est engagée une patte 32b à l'extré¬ mité de la partie épaissie et élargie 32 du levier 31 en- dessous de l'axe X-X sur la figure 7. La patte 32b est retenue dans la chape des branches 32a par un boulon 41, formant axe de pivot, avec interposition d'un organe tubulaire 42 en élastomère, élastiquement déformable, entre le boulon 41 et la patte 32b, et formant silentbloc. Dans la variante d'articulation centrale de la figure 10, on retrouve que la patte 32b de l'un des leviers 31 est engagée entre les branches 32a de la chape de l'autre levier 31, mais avec interposition, entre la patte 32b et chacune des branches 32a, de l'un respectivement de deux plots en élastomère 43, fixé entre les faces en regard et cisaillé en cas de désalignement des leviers 31. Ces plots 43, à la différence des plots d'élastomère considérés précédemment, sont des plots lamifiés, c'est-à-dire consti¬ tués d'un empilement alterné de plaques rigides et de couches d'élastomère.
La figure 11 représente un exemple de dispositif de suspension mixte, à suspension latérale à point focal et à suspension longitudinale activée. Ce dispositif se distingue de celui de la figure 7 en ce que les deux leviers rigides 44 ne présentent pas de masse augmentée sur leur partie adjacente à l'articulation centrale 45, laquelle ne supporte pas de masse localisée, mais est articulée sur l'extrémité libre de la tige 46 d'un vérin hydraulique 47 dont le cylindre 48 est articulé par son fond en 49 sur une ferrure d'attache 50 structurale du fuselage 6. Les articulations 45 et 49 sont centrées sur l'axe longitudinal X-X, parallèle aux bielles 14 dans le plan perpendiculaire à l'axe A-A et contenant les bielles 14 et les leviers 44. L'actionneur linéaire que constitue ce vérin hydraulique 47 constitue un organe de recentrage déplaçant longitudinalement l'articula- tion centrale 45 des leviers 44, de sorte que la suspension longitudinale du dispositif est active. Le vérin hydraulique 47 est, à cet effet, commandé par une servo-valve (non représentée) pilotée par des ordres électriques, en nombre au moins égal au nombre des pales du rotor par tour de rotation de ce dernier, ces ordres électriques étant fournis par un calculateur les élaborant en amplitude et en phase à partir de signaux témoignant, par exemple, des contraintes alternées dans les bielles 14 et délivrés par des capteurs de contraintes sur ces bielles 14, et/ou à partir du niveau vibratoire mesuré dans la cabine de l'hélicoptère, par des capteurs de vibrations, disposés par exemple sous le siège du pilote.
En variante, l'actionneur linéaire 47 peut être combiné à (ou remplacé par) un ressort 51, dont les effets s'ajoutent (ou se substituent) à ceux de l'unique liaison élastique 34, identique à celle de l'exemple précédent, pour ce qui concerne l'élasticité longitudinale. Pour le reste, ce dispositif est identique à celui de la figure 7 en ce qui concerne le montage des bielles 14 sur les leviers 44 et l'articulation de ces derniers sur le fuselage 6.
A ce propos, il est à noter que les ferrures d'attache 23 des leviers 25, 31 ou 44 des figures 6, 7 o 11, ou du barreau 21 des figures 4 et 5, ou encore le ferrures d'attache 20 des bielles 14 de la figure 3 sur l structure du fuselage 6 peuvent être intégrées aux ferrure d'attache 11 des barres obliques 7 sur la structure d fuselage 6 (voir figure 1), pour les deux barres 7 ver l'arrière de la boîte de transmission principale 5.
Il est également à noter que l'unique liaiso élastique 34 à deux plots d'élastomère 37 des figures 7 e 11 peut également être disposée à l'avant de la boîte d transmission principale 5, et une telle liaison élastique 3 peut également être utilisée dans les dispositifs de figures 3 à 6. Enfin, la liaison élastique 34 des figures et 11 peut être remplacée par deux paires de plots élasti ques, tels que 17 et 28 de la figure 6, et, les dispositif des figures 3 à 5 peuvent comporter une seconde paire d plots élastiques tels que 28 de la figure 6.

Claims

REVENDICATIONS 1. Dispositif de suspension anti-vibratoire d'un rotor (1) d'hélicoptère sur le fuselage (6) de l'hélicoptè¬ re, sur lequel le rotor (1) est solidaire en rotation d'un mât (4) supporté et entraîné en rotation autour de son axe (A-A) par une boîte de transmission (5) coaxiale, le dispositif de suspension comprenant :
- un jeu d'au moins trois barres (7) de suspension, rectilignes et rigides, réparties autour de la boîte de transmission (5) et disposées en oblique par rapport à l'axe de rotation (A-A), de sorte à converger vers l'axe de rota¬ tion (A-A), chaque barre (7) étant reliée par une extrémité (8) à la boite de transmission (5) et articulée (10) par son autre extrémité à un support structural (11) du fuselage (6), et
- un dispositif (12) de liaison de la base (5b) de la boîte de transmission (5) au fuselage (6), permettant le transfert au fuselage (6) du couple de réaction au couple d'entraînement du rotor (1) par la boîte de transmission (5) ainsi que des déplacements de la boîte de transmission (5) par rapport au fuselage (6) avec une souplesse dans au moins une direction perpendiculaire à l'axe de rotation (A-A) pour filtrer des vibrations entre le rotor (1) et le fuselage (6), et comprenant, d'une part, deux bielles (14) identi- ques, sensiblement parallèles et s'étendant sensiblement dans un même plan perpendiculaire à l'axe de rotation (A-A), une extrémité de chaque bielle (14) étant reliée à un support structural (20) du fuselage (6) tandis que son autre extrémité est articulée (15) sur l'un respectivement de deux supports latéraux (16), fixés sur des côtés opposés de la boîte de transmission (5), les bielles (14) s'étendant d'un même côté d'un plan sensiblement parallèle à l'axe de rotation (A-A) et passant par les centres des articulations (15) des bielles (14) sur la boîte de transmission (5), de sorte que l'une des bielles est sollicitée en traction et 1'autre en compression pour le transfert au fuselage (6) dudit couple de réaction, et, d'autre part, au moins un liaison élastique (13, 34) comportant au moins un élément d rappel élastique (17, 37) dans au moins ladite directio perpendiculaire à l'axe de rotation (A-A) et égalemen perpendiculaire aux bielles (14), et fixé entre un suppor structural (18, 38-39) du fuselage (6) et un support latéra (16, 35) de la base (5b) de la boîte de transmission (5), caractérisé en ce que les extrémités des bielles (14) reliées à des supports structuraux (20) du fuselage (6) son directement articulées (19) sur lesdits supports structurau (20).
2. Dispositif de suspension anti-vibratoire d'u rotor (1) d'hélicoptère sur le fuselage (6) de l'hélicoptè¬ re, sur lequel le rotor (1) est solidaire en rotation d'u mât (4) supporté et entraîné en rotation autour de son axe (A-A) par une boîte de transmission (5) coaxiale, le dispositif de suspension comprenant :
- un jeu d'au moins trois barres (7) de suspension, rectilignes et rigides, réparties autour de la boîte de transmission (5) et disposées en oblique par rapport à l'axe de rotation (A-A), de sorte à converger vers l'axe de rota¬ tion (A-A), chaque barre (7) étant reliée par une extrémité (8) à la boite de transmission (5) et articulée (10) par son autre extrémité à un support structural (11) du fuselage (6), et
- un dispositif (12) de liaison de la base (5b) de la boîte de transmission (5) au fuselage (6), permettant le transfert au fuselage (6) du couple de réaction au couple d'entraînement du rotor (1) par la boîte de transmission (5) ainsi que des déplacements de la boîte de transmission (5) par rapport au fuselage (6) avec une souplesse dans au moins une direction perpendiculaire à l'axe de rotation (A-A) pour filtrer des vibrations entre le rotor (1) et le fuselage (6), et comprenant, d'une part, deux bielles (14) identi- ques, sensiblement parallèles et s'étendant sensiblement dans un même plan perpendiculaire à l'axe de rotation (A-A), une extrémité de chaque bielle (14) étant reliée à un support structural (20) du fuselage (6) tandis que son autre extrémité est articulée (15) sur l'un respectivement de deux supports latéraux (16), fixés sur des côtés opposés de la boîte de transmission (5), les bielles (14) s'étendant d'un même côté d'un plan sensiblement parallèle à l'axe de rotation (A-A) et passant par les centres des articulations (15) des bielles (14) sur la boîte de transmission (5), de sorte que l'une des bielles est sollicitée en traction et l'autre en compression pour le transfert au fuselage (6) dudit couple de réaction, et, d'autre part, au moins une liaison élastique (13, 34) comportant au moins un élément de rappel élastique (17, 37) dans au moins ladite direction perpendiculaire à l'axe de rotation (A-A) et également perpendiculaire aux bielles (14), et fixé entre un support structural (18, 38-39) du fuselage (6) et un support latéral (16, 35) de la base (5b) de la boite de transmission (5), caractérisé en ce que les extrémités des bielles (14) reliées à des supports structuraux (23) du fuselage ( 6 ) sont articulées (19) sur un barreau flexible (21), chacune au voisinage de l'une respectivement de deux articulations (22) par lesquelles le barreau (21), sensiblement perpendiculaire aux bielles (14), est articulé sur lesdits supports structu¬ raux (23).
3. Dispositif de suspension selon la revendication
2, caractérisé en ce que le barreau flexible (21) porte une masse battante (24) localisée en son milieu.
4. Dispositif de suspension selon l'une des revendi¬ cations 2 et 3, caractérisé en ce que les articulations (19) des bielles (14) sur le barreau flexible (21) sont disposées entre les articulations (22) du barreau flexible (21) sur les supports structuraux (23) du fuselage (6).
5. Dispositif de suspension anti-vibratoire d'un rotor (1) d'hélicoptère sur le fuselage (6) de l'hélicoptè- re, sur lequel le rotor (1) est solidaire en rotation d'un mât (4 ) supporté et entraîné en rotation autour de son axe (A-A) par une boite de transmission (5) coaxiale, dispositif de suspension comprenant :
- un jeu d'au moins trois barres (7) de suspensio rectilignes et rigides, réparties autour de la boite transmission (5) et disposées en oblique par rapport à l'a de rotation (A-A), de sorte à converger vers l'axe de rot tion (A-A), chaque barre (7) étant reliée par une extrémi (8) à la boite de transmission (5) et articulée (10) par s autre extrémité à un support structural (11) du fusela (6), et
- un dispositif (12) de liaison de la base (5b) la boîte de transmission (5) au fuselage (6), permettant transfert au fuselage (6) du couple de réaction au coup d'entraînement du rotor (1) par la boite de transmission ( ainsi que des déplacements de la boîte de transmission ( par rapport au fuselage (6) avec une souplesse dans au moi une direction perpendiculaire à l'axe de rotation (A-A) po filtrer des vibrations entre le rotor (1) et le fusela (6), et comprenant, d'une part, deux bielles (14) ident ques, sensiblement parallèles et s'étendant sensibleme dans un même plan perpendiculaire à l'axe de rotation (A-A) une extrémité de chaque bielle (14) étant reliée à support structural (20) du fuselage (6) tandis que son aut extrémité est articulée (15) sur l'un respectivement de de supports latéraux (16), fixés sur des côtés opposés de boîte de transmission (5), les bielles (14) s'étendant d' même côté d'un plan sensiblement parallèle à l'axe rotation (A-A) et passant par les centres des articulatio (15) des bielles (14) sur la boîte de transmission (5), d sorte que l'une des bielles est sollicitée en traction e 1'autre en compression pour le transfert au fuselage (6 dudit couple de réaction, et, d'autre part, au moins un liaison élastique (13, 34) comportant au moins un élément d rappel élastique (17, 37) dans au moins ladite directio perpendiculaire à l'axe de rotation (A-A) et égalemen perpendiculaire aux bielles (14), et fixé entre un suppor structural (18, 38-39) du fuselage (6) et un support latéral (16, 35) de la base (5b) de la boîte de transmission (5), caractérisé en ce que les extrémités des bielles (14) reliées à des supports structuraux (23) du fuselage (6) sont chacune articulée (19) sur l'un respectivement de deux leviers rigides (25), sensiblement alignés dans le prolonge¬ ment l'un de l'autre et sensiblement perpendiculaires aux bielles (14), et chacun articulé (22) sur l'un respective¬ ment des supports structuraux (23) du fuselage (6), au voisinage de l'articulation (19) dudit levier (25) sur la bielle (14) correspondante, les deux leviers (25) étant par ailleurs articulés l'un sur l'autre à leurs extrémités adjacentes par une articulation centrale (26), entre les bielles (14), sans liaison élastique de l'articulation centrale à la boite de transmission.
6. Dispositif de suspension selon la revendication 5, caractérisé en ce qu'une masse concentrée (27) est fixée au niveau de l'articulation centrale (26) des deux leviers (25).
7. Dispositif de suspension selon l'une des revendi¬ cations 5 et 6, caractérisé en ce que chacun des deux leviers rigides (31) présente une masse augmentée dans sa partie (32) voisine de l'articulation centrale (33).
8. Dispositif de suspension selon la revendication 5, caractérisé en ce que les deux leviers rigides (44) sont sollicités, au niveau de leur articulation centrale (45), par au moins un actionneur (47) tendant à déplacer l'articu¬ lation centrale (45) dans la direction des bielles (14).
9. Dispositif de suspension selon la revendication 8, caractérisé en ce que l'actionneur est un vérin rectili- gne (47) monté entre l'articulation centrale (45) des deux leviers (44) et un point d'attache structural (50) du fuselage (6).
10. Dispositif de suspension selon la revendication 9, caractérisé en ce que le vérin (47) est hydraulique et commandé par une servo-valve, pilotée par des ordres électriques.
11. Dispositif de suspension selon l'une quelconqu des revendications 5 à 10, caractérisé en ce que le articulations (22) des leviers rigides (31, 44) sur le supports structuraux (23) correspondants du fuselage ( 6 sont disposées entre les articulations (19) des bielles (14 sur les leviers (31, 44).
12. Dispositif de suspension selon l'une quelconqu des revendications 5 à 11, caractérisé en ce que l'articula tion centrale (33) comprend des moyens (42, 43) de compen sation des désalignements des deux leviers (31), tel qu'a moins un élément déformable en élastomère monté entre deu parties (32a, 32b) articulées l'une sur l'autre des deu leviers (31).
13. Dispositif de suspension selon l'une quelconqu des revendications 1 à 12, dont ledit dispositif de liaiso
(12) comprend au moins une paire de liaisons élastiques (13 diamétralement opposées par rapport à l'axe de rotation (A A) et comprenant chacune au moins un élément de rappe élastique (17) dans la direction perpendiculaire à celle de bielles (14), caractérisé en ce que chaque liaison élastiqu
(13) est fixée sur l'un respectivement des supports latérau (16) de la boite de transmission (5) sur lequel s'articul (15) l'une respectivement des deux bielles (14).
14. Dispositif de suspension selon la revendicatio
13, caractérisé en ce que ledit dispositif de liaison (12) comprend une seconde paire de liaisons élastiques ( 28 ) , comprenant chacune au moins un élément de rappel élastiqu dans la direction des bielles (14), chaque liaison élastiqu (28) de la seconde paire étant fixée sur l'un respectivement de deux supports structuraux (29) du fuselage (6), disposés sensiblement dans le plan radial passant par l'axe de rotation (A-A) et parallèle aux bielles (14), chaque liaison élastique (28) étant également fixée à l'un respectivement de deux supports (30) disposés latéralement en positions diamétralement opposées sur la base de la boîte (5b) de transmission (5), ou, le cas échéant, de part et d'autre de la masse (27) et de l'articulation centrale (26) des leviers (25).
15. Dispositif de suspension selon l'une quelconque des revendications 1 à 12, caractérisé en ce que ledit dispositif de liaison (12) comprend une unique liaison élastique (34) comportant au moins un élément de rappel élastique (37) selon la direction des bielles (14) et selon la direction perpendiculaire à celle des bielles (14), ledit élément de rappel (37) étant fixé sur un support structural (38-39) du fuselage (6) sensiblement disposé dans le plan radial parallèle aux bielles (14).
16. Dispositif de suspension selon la revendication
15, caractérisé en ce que l'unique liaison élastique (34) comprend deux plots en élastomère (37), travaillant en cisaillement, et fixés de part et d'autre d'un support commun (35) en saillie latérale sur la base (5b) de la boîte de transmission (5) et chacun en sandwich entre ledit support commun (35) et l'une respectivement de deux armatu- res (38, 39) rigidement liées à une ferrure d'attache sur le fuselage (6).
17. Dispositif de suspension selon la revendication
16, caractérisé en ce que l'unique liaison élastique (34) comprend au moins une butée (40) limitant la déformation des plots (37) et comportant au moins un boulon, traversant les plots (37) et leurs armatures (38, 39) de fixation à ladite ferrure, et, avec du jeu, le support latéral (35) de la boîte de transmission (5).
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