Brevet FR2680848A1 — publié le 19930305

La présente invention concerne un procédé pour filtrer les excitations vibratoires transmises entre deux pièces et un dispositif de liaison élastique entre deux pièces pour transmettre de l'une à l'autre les efforts stati- ques dans l'axe du dispositif et simultanément filtrer les excitations vibratoires coaxiales associées qui sont transmises de l'une à l'autre. Plus particulièrement, quoique non exclusivement, un tel dispositif peut être utilisé dans la suspension reliant la boîte de transmission principale au fuselage d'un aéronef à voilure tournante, tel qu'un hélicoptère, pour filtrer les vibrations engendrées par le rotor et transmises au fuselage dudit aéronef par ladite boîte de transmission. En effet, l'un des problèmes fondamentaux de l'hélicop- tère relève du niveau vibratoire général qui condi- tionne, d'une part, le niveau des contraintes alternées dans toute la machine (et par conséquent la tenue en fatigue et par suite la durée de vie des pièces) et, d'autre part, le confort en cabine et les vibrations des commandes. L'objet de nombreuses recherches a donc été d'atténuer, à défaut de l'annuler complètement, ce niveau vibratoire inhérent au fonctionnement même du rotor qui non seule- ment transmet au moyeu des efforts et des moments statiques ou quasi-statiques créés par: la portance (perpendiculaire au plan du rotor), la traînée (dans le plan du rotor et parallèle à la composante VH, normale au mât-rotor, de la vitesse d'avancement de l'appareil), la force de dérive (perpendiculaire aux deux précé- dentes et également dans le plan du rotor) qui reste faible et qui peut généralement être négligée, mais également des efforts et des moments périodiques provenant des dissymétries aérodynamiques (portance et traînée de profil) qui apparaissent au cours de la rotation des pales, essentiellement dues à la vitesse d'avancement en vol de translation à grande vitesse, ou encore des dissymétries résultant de l'inégalité de répartition des vitesses induites sur le disque du rotor à faible vitesse (zone de transition) Ces efforts et moments aérodynamiques alternés sont transmis au centre du rotor après avoir été atténués ou amplifiés par les pales. En désignant d'une façon générale par Q le régime de rotation du rotor exprimé en nombre de tours par seconde et par b le nombre de pales, il est rappelé que: les efforts (dus aux mouvements de battement des pales) et les moments (dus aux mouvements de traînée des pales) dont les axes sont portés par l'axe du rotor, ne sont transmis au mât et au fuselage que si leur fréquence exprimée en hertz (Hz) est un harmoni- que de bo, donc de la forme kbn (k: entier positif, égal ou supérieur à 1), le transfert de ces efforts et moments des axes tournants aux axes fixes s'effectuant sans changement de fréquence (effets de pompage et de torsion dans la structure); les efforts (dus aux mouvements de traînée des pales) et les moments (dus aux mouvements de battement des pales) dont les axes sont dans le plan du rotor, ne sont transmis au mât et au fuselage que si leur fréquence est de la forme (kb 1)Q, les efforts et moments résultants étant alors à la fréquence kb Q en axes fixes (effets de roulis et de tangage, tamis transversal ou longitudinal, principalement en b Q). En conséquence, on retiendra qu'un rotor équilibré ne transmet, outre les efforts et les moments statiques, que des efforts et des moments alternés d'une fréquence multiple du régime du rotor multiplié par le nombre de pales, la fréquence fondamentale valant b Q. Il conviendrait alors, pour éviter les efforts périodi- ques dangereux de fréquence multiple du régime du rotor, d'augmenter le nombre de pales car: les harmoniques d'excitation au niveau des pales affectant les vibrations dans le fuselage sont dis- tribués suivant l'ordre ci-après: bipale 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 tripale 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 quadripale 3 4 5 7 8 9 il pentapale 4 5 6 9 10 il l'amplitude des harmoniques est d'autant plus faible que leur ordre est plus élevé; les excitations affectant le confort sont les harmo- niques (kb l)Q dans les axes des pales qui se retrou- vent, après composition, sur les fréquences kb 2 dans le fuselage de l'hélicoptère; plus la fréquence d'excitation est basse, plus l'homme est sensible, et cela notamment suivant l'axe verti- cal. Pour des raisons de coût et de complexité, il convient néanmoins de limiter le nombre des pales. Par ailleurs, il est bien connu que les performances augmentant, les excitations augmentent comme Vn (n> 1): à grande vitesse, le niveau vibratoire dans le fuselage croît de la même manière. Ces remarques, complétées par l'évidence d'impératifs de confort de plus en plus importants, justifient d'ima- giner des systèmes capables de transmettre les efforts et moments statiques désignés par F tout en atténuant les vibrations, correspondant à la décomposition en série de Fourier E Fn cos n Qt (t: temps, N: ordre des harmoniques) Cette atténuation doit tendre notamment à minimiser les composantes verticales des sollicitations dynamiques au niveau du fuselage, qui s'avèrent les plus gênantes en pratique. On rappelle également que la prise en compte des para- mètres conditionnant les niveaux vibratoires a lieu dès le stade de la conception d'un rotor afin d'en minimiser les effets: type de moyeu (moyeu rigide ou articulé) et choix du nombre de pales, optimisation aérodynamique des pales pour diminuer les excitations et optimisation de la réponse dynamique des pales pour réduire le torseur (efforts et moments) transmis à la tête du rotor. Lorsque ces choix et les compromis effectués ne donnent pas les résultats théoriques (ou expérimentaux) es- comptés sur les niveaux vibratoires, on a alors recours à des moyens d'action complémentaires pour modifier le torseur d'excitation appliqué au fuselage: 1/ soit, au niveau du rotor, avec l'adoption d'antivi- breurs pendulaires passifs (ou systèmes masse-ressort disposés sur la tête du rotor, par exemple) ou d'une commande multicyclique active Dans ce dernier cas, un calculateur transmet des signaux à la commande de pas cyclique des pales par l'intermédiaire des servo- commandes, analyse l'effet produit et optimise l'entrée jusqu'à avoir en sortie une accélération minimale; en d'autres termes, le contrôle multi- cyclique est une solution spécifique aux hélicop- tères, basée sur la modification des efforts aérody- namiques appliqués aux pales (et, par suite, sur la modification du torseur d'excitation en tête du rotor, donc à l'extérieur du fuselage) par injection multicyclique des commandes de pas; 2/ soit, au niveau du fuselage (conçu à l'origine avec, entre autres impératifs, celui de ne pas posséder de mode propre de vibrations trop proche des principales fréquences d'excitation), par un traitement: local, en modifiant les déformées des réponses dynamiques de la structure (batteries déplacées, raidissement d'éléments) ou en installant des résonateurs masse-ressort (batteries sur ressort par exemple), global, par un contrôle actif de la structure, basé sur la modification du torseur d'excitation appli- qué au fuselage (c'est-à-dire la distribution des efforts intérieurs) et de la réponse de celui-ci (brevets FR-1 506 385 et FR-2 566 862); 3/ soit encore en intervenant au niveau de l'interface entre les ensembles mécaniques du rotor principal et le fuselage pour filtrer le transfert des vibrations du rotor vers la cellule, par des suspensions passi- ves notamment, telles que décrites, par exemple, dans les brevets FR-1 507 306, FR-2 499 505 et FR-2 629 545. Plus précisément, le brevet FR-1 506 385 concerne un procédé d'atténuation et un atténuateur électrohydrau- lique pour un aéronef à voilure tournante Le procédé consiste à créer, à partir des accélérations dynamiques mesurées sur le fuselage, des signaux électriques transformés en variations de pression hydraulique au moyen d'une servovalve électrohydraulique, lesquelles variations de pression sont transmises à un vérin à double effet disposé entre le fuselage et la boîte de transmission principale, de façon à s'opposer aux vibrations Pour cela, un accéléromètre situé dans le fuselage de l'aéronef est relié au circuit de commande du vérin à double effet Le vérin constitue une qua- trième barre de liaison, ou, en alternative, une des barres usuelles qui comporte, dans ce cas, un organe élastique en parallèle assurant la souplesse nécessaire pour le bon fonctionnement du dispositif tout en pouvant reprendre les efforts de portance et de manoeuvre (sensiblement statiques). Un développement de ce concept est décrit dans le brevet FR-2 566 862, dans lequel on prévoit, entre le fuselage et le rotor d'un hélicoptère, une pluralité d'action- neurs dont les oscillations sont commandées en phase et en amplitude grâce au traitement de signaux représenta- tifs des accélérations dynamiques, mesurées par une pluralité d'accéléromètres agencés sur le fuselage Un tel système fonctionne en boucle fermée A partir des mesures accélérométriques sur le fuselage, on obtient, à l'aide d'un calculateur, les commandes optimales à engendrer L'application effective de ces commandes modifie l'état du fuselage et donc les mesures subsé- quentes. Cependant, de telles mesures accélérométriques sont susceptibles d'être affectées par des erreurs et incer- titudes, dues notamment à des décalages possibles de phase, du fait même qu'elles sont effectuées sur le fuselage de l'aéronef. La présente invention a pour but d'éviter cet inconvé- nient. A cet effet, le procédé pour filtrer les excitations vibratoires transmises entre deux pièces, reliées par au moins un élément de liaison comprenant un organe de transmission de l'effort statique entre lesdites pièces, et un actionneur associé audit organe de transmission, procédé dans lequel: on mesure une grandeur physique représentative des excitations vibratoires transmises de l'une à l'autre pièce et on engendre des premiers signaux correspon- dants, on traite lesdits premiers signaux pour convertir ceux-ci en des seconds signaux de commande dudit actionneur, commandé pour s'opposer auxdites excita- tions vibratoires, est remarquable, selon l'invention, en ce qu'on mesure ladite grandeur physique sur ledit élément de liaison. Ainsi, effectuer la mesure de ladite grandeur physique directement sur l'élément de liaison permet de s'affran- chir des erreurs ou incertitudes liées aux mesures effectuées sur l'une des pièces en question, notamment le fuselage d'un hélicoptère. Avantageusement, en tant que grandeur physique, on mesure la déformation axiale dudit élément de liaison. De préférence, dans le cas ou une pluralité d'éléments de liaison relient lesdites pièces, on mesure ladite grandeur physique sur chacun desdits éléments de liai- son. Selon une autre caractéristique de l'invention, pendant le traitement desdits premiers signaux, on identifie, dans chaque élément de liaison, la ou les composantes harmoniques des excitations vibratoires auxquelles l'actionneur respectif doit s'opposer. En particulier, pour ladite identification, on peut effectuer soit une analyse temporelle en temps réel, par filtrage passe-bande numérique ou analogique, soit une analyse de Fourier. Par ailleurs, lesdits seconds signaux de commande des différents actionneurs peuvent être engendrés soit de façon indépendante, soit de façon dépendante. Selon une autre caractéristique de l'invention, dans le cas o des liaisons supplémentaires et passives sont prévues entre lesdites pièces, de préférence: on mesure de plus ladite grandeur physique sur une ou des liaisons supplémentaires et passives, et on élabore les signaux de commande, dépendants, de chacun desdits actionneurs, en appliquant une minimi- sation automatique et continue du critère de perfor- mances Pl de formule p N+M 2 N+M Pl = E L aii ( kf) i + ai (Eakf)i ( kf) k= 1 i= 1 (i 4 j)= 1 dans laquelle N = nombre d'actionneurs et de mesures correspon- dantes, M = nombre de mesures sur la ou les liaisons supplémentaires et passives, Ckf = composante harmonique de rang k de ladite grandeur physique de fréquence fondamentale f. p = nombre de composantes harmoniques à filtrer, lal = matrice de pondération de l'effet de chaque élément de liaison. La présente invention concerne également un dispositif de liaison élastique entre deux pièces pour transmettre de l'une à l'autre les efforts statiques dans l'axe du dispositif et simultanément filtrer les excitations vibratoires coaxiales associées qui sont transmises de l'une à l'autre, du type comportant: au moins un élément de liaison entre lesdites pièces comprenant un organe de transmission de l'effort statique entre lesdites pièces, et un actionneur associé audit organe de transmission, au moins un moyen de mesure d'une grandeur physique représentative des excitations vibratoires transmises de l'une à l'autre pièce, et susceptible de fournir des premiers signaux correspondants, et des moyens électroniques de traitement desdits pre- miers signaux pour convertir ceux-ci en des seconds signaux de commande dudit actionneur, commandé pour s'opposer auxdites excitations vibratoires, remarquable en ce que ledit moyen de mesure est monté sur ledit élément de liaison. Dans le cas o le dispositif comporte une pluralité desdits éléments de liaison entre lesdites pièces et une pluralité desdits moyens de mesure, un moyen de mesure est, avantageusement, monté sur chacun desdits éléments de liaison. De préférence, chaque moyen de mesure est un capteur mesurant la déformation axiale de l'élément de liaison respectif, notamment une jauge extensométrique. Par ailleurs, ledit actionneur peut être un vérin à double effet monté en parallèle sur ledit organe de liaison, et commandé par l'intermédiaire d'une électro- vanne. Avantageusement, lesdits moyens électroniques de trai- tement comprennent des moyens d'analyse pour identifier, dans chaque élément de liaison, la ou les composantes harmoniques des excitations vibratoires auxquelles l'actionneur respectif doit s'opposer En particulier, lesdits moyens d'analyse peuvent effectuer une analyse temporelle en temps réel, par filtrage passe-bande numérique ou analogique, ou une analyse de Fourier. Par ailleurs, le dispositif dans lequel des liaisons supplémentaires et passives sont prévues entre lesdites pièces, est remarquable en ce que, de préférence, des moyens additionnels de mesure de ladite grandeur physi- que sont montés en plus sur la ou lesdites liaisons supplémentaires et passives et les signaux de commande, dépendants, de chacun desdits actionneurs, sont élaborés en appliquant une minimisation automatique et continue du critère de performances Pl de formule p N+M 2 N+M l Pl = E L aii ( kf) i + aij ( kf)i (:kf)j k= 1 (i-j)== dans laquelle N = nombre d'actionneurs et de mesures correspon- dantes, M = nombre de mesures sur la ou les liaisons supplémentaires et passives, Ckf = composante harmonique de rang k de ladite grandeur physique de fréquence fondamentale f.i p = nombre de composantes harmoniques à filtrer, lai = matrice de pondération de l'effet de chaque élément de liaison. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. La figure 1 est une vue schématique en perspective d'un hélicoptère incorporant le dispositif de liaison élas- tique selon l'invention. La figure 2 illustre schématiquement un dispositif de liaison élastique selon l'invention. La figure 3 montre un exemple d'agencement des éléments de liaison du dispositif de l'invention entre la boîte de transmission principale et le fuselage d'un hélicop- tère. La figure 4 est la coupe selon la ligne IV-IV de la figure 3. Comme on le voit sur la figure 1, l'hélicoptère 1 comporte un rotor principal de sustentation 2 entraîné par une boîte de transmission principale 3 de la puis- sance motrice fournie par le moteur 4, boîte qui sup- porte le fuselage 5. Entre la boîte de transmission principale 3 et le fuselage 5, on prévoit un dispositif de liaison élasti- que 6 comportant une pluralité d'éléments de liaison 7 (dont le nombre est au moins égal à trois), reliés, d'une part, à la boîte de transmission principale 3 et, d'autre part, au fuselage 4, et comprenant, chacun, comme montré sur la figure 2, un organe 8 de transmis- sion de l'effort statique entre la boîte de transmission25 principale 3 et le fuselage 5 (à raideur adaptée à un fonctionnement optimal du dispositif), et un actionneur 9 associé en parallèle à l'organe de transmission 8, et qui peut être, comme illustré, un vérin à double effet qui pourrait être généralement comme décrit dans FR-130 506 385 Un capteur 10, monté sur chaque élément de liaison 7, en étant intégré ou relié de toute façon appropriée à ce dernier (comme cela est illustré de façon très schématique sur la figure 2 par la liaison 11), permet de mesurer une grandeur physique représentative des excitations vibratoires transmises de la boîte de transmission principale 3 au fuselage 5 Un tel capteur, qui peut être une jauge extensométrique mesu- rant la déformation axiale de l'élément de liaison respectif (notamment l'organe 8 de transmission de l'effort statique), fournit des premiers signaux10 électriques (par la liaison 15 A) à un calculateur 12 convertissant lesdits premiers signaux en seconds signaux de commande de l'actionneur 9 (liaison 15 B), commandé, par l'intermédiaire de l'électrovanne 13 (liaison 14), pour s'opposer aux excitations vibratoires (la source d'alimentation de l'actionneur n'est pas représentée). Ces seconds signaux de commande peuvent être engendrés de façon indépendante ou de façon dépendante, selon que la commande d'un actionneur donné doit dépendre, ou non,20 des commandes des autres actionneurs Par ailleurs, le calculateur 12 peut être commun à tous les éléments de liaison 7, comme cela est symbolisé par les entrées 15 A et les sorties 15 B supplémentaires du calculateur 12 sur les figures 1 et 2. Comme expliqué plus en détail par la suite, le calcula- teur 12 comporte des moyens d'analyse pour identifier, dans chaque élément de liaison 7, la ou les composantes harmoniques des excitations vibratoires auxquelles l'actionneur respectif 9 doit s'opposer, en effectuant30 soit une analyse temporelle en temps réel, par filtrage passe-bande numérique ou analogique, soit une analyse de Fourier. Le dispositif de l'invention utilise donc des modules 7 constitués de l'association en parallèle, d'une part, d'un organe 8 à raideur passive optimale pour trans- mettre les efforts statiques (portance de l'appareil) ou quasi statiques (manoeuvres lentes) et, d'autre part, d'un actionneur 9, piloté en effort, pour minimiser, voire annuler les harmoniques d'excitation aux fréquen- ces kb Q (k = entier > 1; b = nombre de pales; Q = régime de rotation du rotor en tours par seconde, fréquences en Hz) transmis de la tête du rotor au fuselage. Il est évident que, pour filtrer tous les harmoniques (multiples du régime de rotation rotor multipliés par le nombre de pales), la commande x doit être du type y x= 1 xk k= 1 kb Q étant entendu que l'excitation fondamentale et la commande associée correspondent à k = 1, et que y est un nombre entier tendant vers À. On constate donc que, dans la présente invention, la boucle fermée est, en quelque sorte, localisée dans chaque module, tout en prenant éventuellement en compte le fonctionnement des autres modules actifs et, éven-25 tuellement, d'autres liaisons passives, comme on le verra en détail par la suite Comme déjà indiqué, cela permet d'éviter les erreurs et incertitudes liées à des mesures effectuées sur le fuselage de l'aéronef. Comme déjà mentionné, chaque capteur 10 peut être constitué par une jauge extensométrique sur chaque module actif 7 et, éventuellement, au niveau de l'in- terface entre tout élément de liaison passif supplémen- taire 16 (figure 1) et le fuselage 5, pour détecter les déformations relatives des matériaux sollicités stati- quement et dynamiquement Le signal électrique corres- pondant est alors traité par le calculateur 12 pour commander chaque actionneur 9 Par conséquent, on détecte une déformation relative S = A 1/1 dont on cherche les composantes harmoniques skb Q lou Skf o f (fréquence fondamentale de l'excitation) = b l qui sont représentatives des composantes harmoniques de rang k de la force d'excitation dynamique à la fréquence b Q à filtrer en tout ou partie par chacun des actionneurs. Deux techniques sont envisageables pour déduire les composantes skf de la mesure globale S = s(t) avec t = temps. 1/ L'analyse de Fourier consistant à développer la fonction temporelle s, périodique et de pulsation w avec W = 2 nb O en une série de sinusoïdes de pulsation kw ( 1 S k S y) et d'angle de phase pk' soit: s(t) = so + E 1 fsin (wt + q 1) + + ckfsin (kwt+k) + puis à déterminer analytiquement les quantités Skf et Xk (k = 1 à y), et à ne retenir par exemple que "p" valeurs de k. L'application de cette méthode n'est envisageable que si les commandes sont dépendantes, c'est-à-dire si la commande de chaque actionneur tient compte des effets des autres actionneurs ou encore de l'ensemble des mesures (selon, par exemple, le critère de performan- ces proposé ci-après) Dans le cas contraire, la convergence des algorithmes de calcul de chaque module est trop lente, voire impossible, vis-à-vis des actions des autres modules et, par conséquent, par rapport à l'évolution du niveau vibratoire à contrôler. 2/ L'analyse temporelle consistant à filtrer, de façon numérique ou analogique avec un filtre passe-bande et un faible temps d'échantillonnage, les composantes harmoniques de s(t) qu'il y a lieu d'atténuer, voire d'annuler Un calculateur en temps réel (c'est-à-dire à temps de calcul faible par rapport à la constante de temps prépondérante du système) élabore alors les signaux électriques en temps réel à transmettre à l'actionneur Compte tenu de ces caractéristiques, cette méthode s'applique dans tous les cas. Dans le cas d'un seul actionneur commandé à partir de la mesure de la déformation de l'élément de liaison auquel il est relié ou intégré, l'effort dynamique peut être simplement annulé Un résultat identique est obtenu dans le cas de plusieurs actionneurs dont les commandes sont indépendantes et élaborées, pour chacun d'eux, à partir de l'effort exercé sur le plancher mécanique Il peut en être encore de même lorsque les commandes sont dépen- dantes car on démontre que, si une structure est contrô- lée par N actionneurs, il est possible d'annuler N mesures choisies et, par conséquent, celles relatives aux allongements dynamiques des éléments de liaison munis d'un actionneur Il s'agit d'une solution théori- quement idéale en absence de toute liaison passive. Cependant, si le fuselage est sensible aux excitations transmises par des liaisons passives disposées par exemple en fond de boîte de transmission principale (mouvements de tamis longitudinal ou transversal, par exemple), le dispositif tel que décrit ci-dessus pourra s'avérer insuffisant. Pour éviter cet inconvénient, la première solution consiste à remplacer les liaisons fond de boîte de transmission-fuselage par des éléments isolateurs actifs constitués par des modules identiques à ceux précédem- ment décrits. Comme le mouvement d'un corps rigide est décrit par trois déplacements et trois rotations, il y a six degrés de liberté à contrôler activement Ainsi, la solution minimale, permettant d'éliminer théoriquement tout transfert d'excitations dynamiques du rotor au fuselage, consiste à prévoir la mise en place de six modules actifs selon l'invention, conformément à l'exemple de réalisation illustré par les figures 3 et 4 Il s'agit, à nouveau, d'une configuration théoriquement idéale. Comme on peut le voir sur ces figures, trois éléments de liaison 7 sont disposés entre la partie supérieure de la boîte de transmission principale 3 et la structure supérieure du fuselage 5 suivant les arêtes d'un trièdre dont le sommet est situé sur l'axe X-X du rotor princi- pal de sustentation 2, et trois autres éléments de liaison 7 sont disposés entre le fond, sensiblement circulaire, de la boîte de transmission principale 3 et la structure supérieure de fuselage 5, tangentiellement au fond de la boîte de transmission principale et de façon équidistante entre eux Les éléments de liaison 7 sont fixés à la boîte de transmission principale 3 et au fuselage 5 par l'intermédiaire de chapes usuelles 20,21. Dans l'hypothèse o les liaisons 16 fond de boîte de transmission principale-fuselage restent passives, une deuxième solution revient à prendre en compte la mesure des déformations introduites, dans le fuselage, par ces liaisons Par exemple, si on dispose de N modules actifs, liés à N mesures de déformation, et de P liai- sons passives 16 (par exemple au nombre de trois), liées à M mesures, les commandes, dépendantes, des N modules peuvent être optimisées en appliquant, par exemple, le 17 2680848 critère quadratique suivant PI, ou critère de perfor- mances, à minimiser pour établir les commandes optimales à engendrer p N+M Pl = E E a ii (skf) i + E ai; (Ekf)i ( ckf) i k= 1 Hi=a (i I:j)= 1 o sk désigne la composante harmonique de rang k, f étant la fréquence fondamentale b Q, p désigne le nombre d'harmoniques que l'on veut atténuer, et rai une matrice de pondération qui module les commandes vers les diffé- rents N actionneurs, permettant de ce fait un réglage optimal de la suspension Les efforts dynamiques sont alors non nuls dans les liaisons boîte de transmission principale-fuselage. Plus précisément, ce critère de performances équivaut a: Pl = Z a ú o S est le vecteur des déformations relatives mesurées, CH la matrice transposée conjuguée déduite de s, et lai20 la matrice de pondération associée aux mesures. On notera que, compte tenu des degrés de liberté des liaisons passives 16, le nombre de mesures M peut être différent du nombre P de liaisons passives Si les mesures M concernent les déplacements, par exemple, des25 P liaisons passives au niveau du fuselage, il s'avère que, pour chaque liaison P, on a trois mesures possi- bles, soit M = 3 x P, et, pour cela, on peut prévoir autant de capteurs que de mesures à effectuer. I REVENDICATIONS 1 Procédé pour filtrer les excitations vibratoires transmises entre deux pièces ( 3,5), reliées par au moins un élément de liaison ( 7) comprenant un organe ( 8) de transmission de l'effort statique entre lesdites pièces ( 3,5), et un actionneur ( 9) associé audit organe de transmission ( 8), procédé dans lequel: on mesure une grandeur physique représentative des excitations vibratoires transmises de l'une à l'autre pièce et on engendre des premiers signaux correspon- dants; on traite lesdits premiers signaux pour convertir ceux-ci en des seconds signaux de commande dudit actionneur ( 9), commandé pour s'opposer auxdites excitations vibratoires, caractérisé en ce qu'on mesure ladite grandeur physique sur ledit élément de liaison ( 7). 2 Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que, en tant que grandeur physique, on mesure la déformation axiale dudit élément de liaison ( 7). 3 Procédé selon la revendication 1 ou la revendication 2, dans le cas o une pluralité d'éléments de liaison ( 7) relient lesdites pièces ( 3, 5), caractérisé en ce qu'on mesure ladite grandeur physique sur chacun desdits éléments de liaison ( 7). 4 Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisé en ce que, pendant le traitement desdits premiers signaux, on identifie, dans chaque élément de30 liaison ( 7), la ou les composantes harmoniques des excitations vibratoires auxquelles l'actionneur ( 9) respectif doit s'opposer. Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que, pour ladite identification, on effectue une analyse temporelle en temps réel, par filtrage passe-bande numérique ou analogique. 6 Procédé selon la revendication 4, caractérisé en ce que, pour ladite identification, on effectue une analyse de Fourier. 7 Procédé selon l'une quelconque des revendications 3 à 6, caractérisé en ce que lesdits seconds signaux de com- mande des différents actionneurs ( 9) sont engendrés de façon indépendante. 8 Procédé selon l'une quelconque des revendications 3 à 6, caractérisé en ce que lesdits seconds signaux de com- mande des différents actionneurs ( 9) sont engendrés de façon dépendante. 9 Procédé selon l'une quelconque des revendications 3 à 8, dans le cas o des liaisons supplémentaires et passives ( 16) sont prévues entre lesdites pièces ( 3,5), caractérisé en ce que: on mesure de plus ladite grandeur physique sur une ou des liaisons supplémentaires et passives ( 16), et on élabore les signaux de commande, dépendants, de chacun desdits actionneurs ( 9), en appliquant une minimisation automatique et continue du critère de performances Pl de formule: P N+M 2 N+M Pl = Z Z aii (skf)i + ai; Skf ( kf)i j k=l i= 1 (ij) = 1 dans laquelle: N = nombre d'actionneurs et de mesures correspon- dantes, M = nombre de mesures sur la ou les liaisons supplémentaires et passives, À Skf = composante harmonique de rang k de ladite grandeur physique de fréquence fondamentale p = nombre de composantes harmoniques à filtrer, À lai = matrice de pondération de l'effet de chaque élément de liaison. 10 Dispositif de liaison élastique entre deux pièces ( 3,5) pour transmettre de l'une à l'autre les efforts statiques dans l'axe du dispositif et simultanément filtrer les excitations vibratoires coaxiales associées qui sont transmises de l'une à l'autre, du type compor- tant: au moins un élément de liaison ( 7) entre lesdites pièces ( 3,5) comprenant un organe ( 8) de transmission de l'effort statique entre lesdites pièces ( 3,5), et un actionneur ( 9) associé audit organe de transmission ( 8), au moins un moyen de mesure ( 10) d'une grandeur physique représentative des excitations vibratoires transmises de l'une à l'autre pièce, et susceptible de fournir des premiers signaux correspondants, et des moyens électroniques de traitement ( 12) desdits premiers signaux pour convertir ceux-ci en des seconds signaux de commande dudit actionneur ( 9), commandé pour s'opposer auxdites excitations vibratoires, caractérisé en ce que ledit moyen de mesure ( 10) est monté sur ledit élément de liaison ( 7). 11 Dispositif selon la revendication 10, comportant une pluralité desdits éléments de liaison ( 7) entre lesdites pièces ( 3,5) et une pluralité desdits moyens de mesure ( 10), caractérisé en ce qu'un moyen de mesure ( 10) est monté sur chacun desdits éléments de liaison ( 7). 12 Dispositif selon la revendication 10 ou la revendi- cation 11, caractérisé en ce que chaque moyen de mesure est un10 capteur ( 10) mesurant la déformation axiale de l'élément de liaison respectif ( 7). 13 Dispositif selon la revendication 12, caractérisé en ce que ledit capteur ( 10) est une jauge extensométrique. 14 Dispositif selon l'une quelconque des revendications à 13, caractérisé en ce que ledit actionneur est un vérin à double effet ( 9) monté en parallèle sur ledit organe de liaison ( 8), et commandé par l'intermédiaire d'une20 électrovanne ( 14). Dispositif selon l'une quelconque des revendications à 14, caractérisé en ce que lesdits moyens électroniques de traitement ( 12) comprennent des moyens d'analyse pour25 identifier, dans chaque élément de liaison ( 7), la ou les composantes harmoniques des excitations vibratoires auxquelles l'actionneur respectif ( 9) doit s'opposer. 16 Dispositif selon la revendication 15, caractérisé en ce que lesdits moyens d'analyse effec- tuent une analyse temporelle en temps réel, par filtrage passe-bande numérique ou analogique. 17 Dispositif selon la revendication 15, caractérisé en ce que lesdits moyens d'analyse effec- tuent une analyse de Fourier. 18 Dispositif selon l'une quelconque des revendications 10 à 17, dans lequel des liaisons supplémentaires et passives ( 16) sont prévues entre lesdites pièces ( 3,5), caractérisé en ce que des moyens additionnels de mesure de ladite grandeur physique sont montés sur la ou lesdites liaisons supplémentaires et passives ( 16) et en10 ce que les signaux de commande, dépendants, de chacun desdits actionneurs ( 9), sont élaborés en appliquant une minimisation automatique et continue du critère de performances Pl de formule p N+M 2 N+M Pl = E L aii ( kf) it aij ( kf)i (ekf)j k= 1 (i#j)= 1 dans laquelle N = nombre d'actionneurs et de mesures correspon- dantes, M = nombre de mesures sur la ou les liaisons supplémentaires et passives, Skf = composante harmonique de rang k de ladite grandeur physique de fréquence fondamentale f. p = nombre de composantes harmoniques à filtrer, lai = matrice de pondération de l'effet de chaque élément de liaison. 19 Aéronef à voilure tournante, notamment hélicoptère, comportant un rotor principal de sustentation ( 2) entraîné par une boîte de transmission principale ( 3) de la puissance motrice, qui supporte un fuselage ( 5), caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif ( 6) selon l'une quelconque des revendications 10 à 18, dont les éléments de liaison ( 7) sont disposés entre la boîte de transmission principale ( 3) et le fuselage ( 5). Aéronef à voilure tournante selon la revendication 19, caractérisé en ce qu'il comprend au moins trois dits éléments de liaison ( 7) disposés entre la partie supé- rieure de ladite boîte de transmission principale ( 3) et la structure supérieure dudit fuselage ( 5) suivant les arêtes d'un trièdre dont le sommet est situé sur l'axe10 (X-X) du rotor principal de sustentation ( 2). 21 Aéronef à voilure tournante selon la revendication , caractérisé en ce qu'au moins trois autres éléments de liaison ( 7) sont disposés entre le fond de ladite boîte15 de transmission principale ( 3) et la structure supé- rieure dudit fuselage ( 5), tangentiellement au fond de ladite boîte de transmission principale ( 3) et de façon équidistante.