Brevet FR2678578A1 — publié le 19930108

La présente invention concerne un procédé et un dispo- sitif pour la réduction des oscillations à caractère divergent du fuselage d'un hélicoptère. On sait que, lorsque le rotor d'un hélicoptère est en rotation, le fuselage de celui-ci peut être soumis, pour certaines vitesses angulaires de rotor, à des oscilla- tions basses fréquences qui peuvent être violentes et divergentes lorsque l'appareil est au sol ou encore, mais plus rarement, en vol On sait de plus que ce10 phénomène résulte d'un couplage entre le mouvement vibratoire en traînée des pales du rotor et les mouve- ments du fuselage En effet, le mouvement vibratoire en traînée des pales induit dans le fuselage des forces longitudinales et latérales, qui, à leur tour, provo-15 quent des déplacements de la tête du rotor, augmentant le mouvement de traînée des pales du rotor. Lorsque l'hélicoptère repose par son train sur le sol, rotor en rotation, le phénomène ci-dessus devient instable lorsque la pulsation propre du fuselage au sol20 est voisine de la différence Q-u 8 entre la pulsation du rotor Q et la pulsation propre È 8 du premier mode naturel de vibration en traînée des pales Cette insta- bilité est désignée par "résonance sol". Lorsque l'hélicoptère est en vol, l'action du train disparaît et la pulsation propre du fuselage correspond à celle du mouvement pendulaire de l'hélicoptère sus- pendu sous le rotor L'instabilité peut à nouveau apparaître, mais elle nécessite alors une différence Q-w 8 plus faible, puisque les fréquences du fuselage de30 l'hélicoptère sont plus basses en vol qu'au sol Cette instabilité est désignée par "résonance air". Cependant, qu'il soit au sol ou en vol, l'hélicoptère risque d'être endommagé ou détruit, si la condition d'instabilité Q-w 8 est atteinte. Pour éviter cet inconvénient, il est usuel de monter des amortisseurs sur les atterrisseurs et/ou de prévoir sur la tête de rotor des amortisseurs de traînée des pales, comme cela est par exemple décrit dans les brevets FR-A-936 775, FR-A-2 063 969 et FR-A-2 592 696 Toute- fois, l'installation de tels amortisseurs sur la tête de10 rotor conduit à une complication certaine de celle-ci et à un supplément de masse et de prix de revient De plus, sur les hélicoptères modernes et rapides, ces amortis- seurs gênent la réalisation d'un carénage efficace de la tête de rotor, de sorte que la traînée aérodynamique de15 cette dernière reste élevée et réduit les performances. Un autre moyen connu pour réduire ou supprimer les phénomènes de résonance sol et de résonance air est décrit dans le brevet US-A-4 073 600. Dans ce cas, le basculement du rotor à la fréquence Q-w 8 dans les axes fixes génère un signal à la même fréquence dont la transmission de façon hydraulique produit des déplacements correctifs dans la tringlerie de manoeuvre du plateau cyclique, en série ou en parallèle avec la commande pilotée Il en résulte, alors, une modification25 du positionnement des pales, autour de leur articulation de pas respective dont l'axe est parallèle à l'envergure de la pale, et, par suite, une modification du torseur tournant des efforts et moments créés par le rotor de manière à s'opposer favorablement aux excitations30 résultant du torseur tournant initial. Cependant, un tel moyen ne peut s'appliquer qu'à un rotor articulé sur un moyeu par un joint de type cardan disposé sur l'extrémité supérieure du mât. Il en résulte donc une complication mécanique de l'hé- licoptère et une application limitée pratiquement à la mise en oeuvre de rotors quadripales à moyeu oscillant. La présente invention a pour but de traiter les pro- blèmes de la résonance sol et de la résonance air, sans introduire les inconvénients précédemment mentionnés. A cette fin, selon l'invention, le procédé pour la réduction des oscillations à caractère divergent indui- tes dans le fuselage d'un hélicoptère par sa voilure tournante en rotation, ledit hélicoptère reposant sur le sol par l'intermédiaire de son atterrisseur, est remar-15 quable en ce que: on détecte les mouvements de roulis, au sol, du fuselage dudit hélicoptère et on engendre un signal de détection représentatif desdits mouvements de roulis au sol; à partir dudit signal de détection représentatif des mouvements de roulis au sol, on forme, à bord dudit hélicoptère, un signal de contrôle du roulis au sol dont la fréquence est identique à celle dudit signal de détection représentatif des mouvements de roulis au sol; on applique ledit signal de contrôle du roulis au sol à au moins un premier actionneur disposé dans la chaîne cinématique de commande du pas cyclique des pales de ladite voilure tournante; et la phase et l'amplitude dudit signal de contrôle du roulis au sol sont telles que l'action dudit premier actionneur sur ledit pas cyclique résulte en l'appa- rition d'un ensemble de forces et de moments engendrés par la voilure tournante et s'opposant, en roulis et au sol, à l'effet desdites oscillations à caractère divergent sur le fuselage. Ainsi, grâce à la manoeuvre du plateau cyclique, on engendre sur la tête du rotor un torseur tournant, résultant des efforts et des moments créés sur les pales, en opposition permanente à l'effet du torseur tournant d'excitation résultant des efforts et des moments créés par les oscillations libres des pales en10 traînée. De préférence, afin d'éliminer également les oscilla- tions divergentes induites en tangage, au sol, dans le fuselage de l'hélicoptère par sa voilure tournante, le procédé selon l'invention est remarquable en ce que, de15 plus: on détecte les mouvements de tangage, au sol, du fuselage dudit hélicoptère et on engendre un signal de détection représentatif desdits mouvements de tangage au sol; à partir dudit signal de détection représentatif des mouvements de tangage au sol, on forme, à bord dudit hélicoptère, un signal de contrôle du tangage au sol dont la fréquence est identique à celle dudit signal de détection représentatif des mouvements de tangage au sol; on applique ledit signal de contrôle du tangage au sol à au moins un second actionneur disposé dans la chaîne cinématique de commande du pas cyclique des pales de ladite voilure tournante; et la phase et l'amplitude dudit signal de contrôle du tangage au sol sont telles que l'action dudit second actionneur sur ledit pas cyclique résulte en l'appa- rition d'un ensemble de forces et de moments engendrés par la voilure tournante et s'opposant, en tangage et au sol, à l'effet desdites oscillations à caractère divergent sur le fuselage. De même, le procédé de l'invention peut être mis en oeuvre pour la réduction des oscillations induites dans5 le fuselage d'un hélicoptère par sa voilure tournante en rotation, lorsque ledit hélicoptère est en vol, suspendu à ladite voilure tournante. Dans ce cas, lorsque l'on veut réduire lesdites oscilla- tions en roulis, ce procédé selon lequel:10 a) on détecte les mouvements oscillatoires du fuselage dudit hélicoptère en vol et on engendre au moins un signal de détection représentatif desdits mouvements oscillatoires en vol; b) à partir dudit signal de détection représentatif des mouvements oscillatoires en vol, on forme, à bord dudit hélicoptère, un signal de contrôle des oscilla- tions en vol dont la fréquence est identique à celle dudit signal de détection représentatif desdits mouvements oscillatoires en vol; et c) on applique ledit signal de contrôle des oscillations en vol à au moins un premier organe d'actionnement destiné par son action à contrecarrer lesdites oscillations induites, est remarquable en ce que dans ''opération a), on détecte les mouvements oscilla- toires de roulis dudit fuselage et on engendre un signal de détection représentatif desdits mouvements oscillatoires de roulis en vol, de sorte que, dans l'opération b), ledit signal de contrôle des oscilla- tions en vol est un signal de contrôle de roulis en vol; dans l'opération c), ledit premier organe d'actionne- ment est disposé dans la chaîne cinématique de commande du pas cyclique des pales de ladite voilure tournante; et la phase et l'amplitude dudit signal de contrôle de roulis en vol sont telles que l'action dudit premier organe d'actionnement sur ledit pas cyclique résulte en l'apparition d'un ensemble de forces et de moments engendrés par la voilure tournante et s'opposant, en roulis et en vol, à l'effet desdites oscillations à caractère divergent sur le fuselage. Là encore, lorsqu'une réduction des oscillations en tangage est nécessaire, le procédé est remarquable en ce que, de plus: on détecte les mouvements oscillatoires de tangage du fuselage en vol et on engendre un signal de détection représentatif desdits mouvements oscillatoires de tangage en vol; à partir dudit signal de détection représentatif des mouvements oscillatoires de tangage en vol, on forme, à bord dudit hélicoptère, un signal de contrôle du tangage en vol dont la fréquence est identique à celle dudit signal de détection représentatif des mouvements oscillatoires de tangage en vol; on applique ledit signal de contrôle du tangage en vol à au moins un second organe d'actionnement disposé dans la chaîne cinématique de commande du pas cyclique des pales de ladite voilure tournante; et la phase et l'amplitude dudit signal de contrôle du tangage en vol sont telles que l'action dudit second organe d'actionnement sur ledit pas cyclique résulte en l'apparition d'un ensemble de forces et de moments engendrés par la voilure tournante et s'opposant, en tangage et en vol, à l'effet desdites oscillations à caractère divergent sur le fuselage. La présente invention concerne également un dispositif pour la réduction des oscillations à caractère divergent induites dans le fuselage d'un hélicoptère par sa voilure tournante en rotation, ledit hélicoptère repo-5 sant sur le sol par l'intermédiaire de son atterrisseur. Dans le cas o la réduction des oscillations de roulis est suffisante, ce dispositif comporte: des moyens pour détecter les mouvements de roulis, au sol, du fuselage dudit hélicoptère et pour engendrer un signal de détection représentatif desdits mouve- ments de roulis au sol; des moyens disposés à bord dudit hélicoptère et engendrant, à partir dudit signal de détection repré- sentatif des mouvements de roulis au sol, un signal de contrôle du roulis au sol dont la fréquence est identique à celle dudit signal de détection représen- tatif des mouvements de roulis au sol; et au moins un premier actionneur auquel est appliqué ledit signal de contrôle du roulis au sol et qui est disposé dans la chaîne cinématique de commande du pas cyclique des pales de la voilure tournante; la phase et l'amplitude dudit signal de contrôle du roulis au sol étant telles que l'action dudit premier actionneur sur ledit pas cyclique résulte en l'appa- rition d'un ensemble de forces et de moments engendrés par la voilure tournante et s'opposant, en roulis et au sol, à l'effet desdites oscillations à caractère divergent sur le fuselage. Si l'on veut également réduire les oscillations de tangage, ce dispositif comporte de plus: des moyens pour détecter les mouvements de tangage, au sol, du fuselage dudit hélicoptère et pour engendrer un signal de détection représentatif desdits mouve- ments de tangage au sol; des moyens disposés à bord dudit hélicoptère et engendrant, à partir dudit signal de détection repré- sentatif des mouvements de tangage au sol, un signal de contrôle du tangage au sol dont la fréquence est identique à celle dudit signal de détection représen- tatif des mouvements de tangage au sol; et au moins un second actionneur auquel est appliqué ledit signal de contrôle du tangage au sol et qui est disposé dans la chaîne cinématique de commande du pas cyclique des pales de la voilure tournante; la phase et l'amplitude dudit signal de contrôle du tangage au sol étant telles que l'action dudit second actionneur sur ledit pas cyclique résulte en l'appa- rition d'un ensemble de forces et de moments engendrés par la voilure tournante et s'opposant, en tangage et au sol, à l'effet desdites oscillations à caractère divergent sur le fuselage. Dans ce dispositif, -lesdits premier et second action- neurs peuvent être rassemblés dans un même ensemble20 fonctionnel. De plus, l'invention concerne un dispositif pour la réduction des oscillations induites dans le fuselage d'un hélicoptère par sa voilure tournante en rotation, lorsque ledit hélicoptère en vol est suspendu à ladite25 voilure tournante, ce dispositif étant du type compor- tant: a') des moyens pour détecter les mouvements oscilla- toires du fuselage dudit hélicoptère en vol et pour engendrer un signal de détection représentatif desdits mouvements oscillatoires en vol; b') des moyens disposés à bord dudit hélicoptère et engendrant, à partir dudit signal de détection représentatif des mouvements oscillatoires en vol, un signal de contrôle des oscillations en vol dont la fréquence est identique à celle dudit signal de détection représentatif desdits mouvements oscilla- toires en vol; et c') un premier organe d'actionnement destiné par son action à contrecarrer lesdites oscillations induites et auquel est appliqué ledit signal de contrôle des oscillations en vol. Selon l'invention, ce dispositif est remarquable en ce que:10 les moyens spécifiés sous a') détectent les mouvements oscillatoires de roulis dudit fuselage et engendrent un signal de détection représentatif desdits mouve- ments oscillatoires de roulis en vol, de sorte que ledit signal de contrôle des oscillations en vol spécifié sous b') est un signal de contrôle de roulis en vol; ledit premier organe d'actionnement est disposé dans la chaîne cinématique de commande du pas cyclique des pales de ladite voilure tournante; et la phase et l'amplitude dudit signal de contrôle de roulis en vol sont telles que l'action dudit premier organe d'actionnement sur ledit pas cyclique résulte en l'apparition d'un ensemble de forces et de moments engendrés par la voilure tournante et s'opposant, en roulis et en vol, à l'effet desdites oscillations à caractère divergent sur le fuselage. Il est avantageux que, pour réduire les oscillations de tangage, ce dispositif comporte de plus: des moyens pour détecter les mouvements oscillatoires de tangage du fuselage en vol et pour engendrer un signal de détection représentatif desdits mouvements oscillatoires de tangage en vol; des moyens disposés à bord dudit hélicoptère et engendrant, à partir dudit signal de détection représentatif des mouvements oscillatoires de tangage en vol, un signal de contrôle du tangage en vol dont la fréquence est identique à celle dudit signal de détection représentatif des mouvements oscillatoires de tangage en vol; et au moins un second organe d'actionnement auquel est appliqué ledit signal de contrôle du tangage en vol et qui est disposé dans la chaîne cinématique de commande du pas cyclique des pales de ladite voilure tournan- te; la phase et l'amplitude dudit signal de contrôle du tangage en vol étant telles que l'action dudit second organe d'actionnement sur ledit pas cyclique résulte en l'apparition d'un ensemble de forces et de moments engendrés par ladite voilure tournante et s'opposant, en tangage et en vol, à l'effet desdites oscillations à caractère divergent sur le fuselage. Lesdits premier et second organes d'actionnement peuvent être rassemblés dans un même ensemble fonctionnel; éventuellement, celui-ci peut également comprendre lesdits premier et second actionneurs mentionnés ci-dessus. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée Sur ces figures,25 des références identiques désignent des éléments sem- blables. La figure 1 montre, schématiquement et en perspective, un hélicoptère conforme à la présente invention. Les figures 2 et 3 illustrent, schématiquement et de façon simplifiée, des variantes de réalisation de la figure 1. 11. L'hélicoptère 1, conforme à la présente invention et schématiquement représenté en perspective sur la figure 1, comporte un fuselage 2 et une voilure tournante 3, comportant des pales 4 Un atterrisseur 5, solidaire du fuselage 2, est prévu pour le repos de l'hélicoptère 1 sur une aire d'envol ou d'atterrissage, désignée de façon générale dans la présente description par "sol". De façon connue, l'hélicoptère 1 comporte un plateau cyclique constitué d'un plateau non tournant 6 par10 rapport auquel peut tourner un plateau tournant 7 Le plateau non tournant 6, non seulement peut coulisser le long du mât 8 de la voilure tournante 3, mais encore peut osciller dans tous les sens autour dudit mât, grâce à une rotule 9 (non représentée sur la figure 1 mais visible sur les figures 2 et 3) La position et l'orientation du plateau non tournant 6 sont commandées par des bielles de commande 10, tandis que le pas des pales 4 est commandé par des biellettes de pas Il reliées audit plateau tournant 7 Chaque bielle de commande 10 est commandée, en translation parallèle à son axe, par une servocommande 12 Dans l'exemple représenté sur la figure 1, chaque servocommande 12 est elle-même comman- dée par un actionneur 13 par l'intermédiaire d'une tringlerie 14, l'actionneur 13 recevant des ordres du25 pilote ou du pilote automatique par l'intermédiaire de liaisons 15 Les actionneurs 13, qui sont par exemple des vérins électriques, sont alimentés par une source d'énergie 16. L'application de la présente invention à une commande du pas des pales par plateau cyclique est donnée à titre descriptif mais n'est pas limitative Par exemple, elle peut également être utilisée si la commande du pas des pales se fait au moyen d'un dispositif connu, en géné- ral, sous le nom d"'araignée". Conformément à l'invention, l'hélicoptère 1 comporte des détecteurs 17 d'oscillations de roulis et de tangage au sol, ainsi que des détecteurs 18 d'oscillations de roulis et de tangage en vol. Les détecteurs 17 peuvent être de simples potentiomètres mesurant les déformations ou les mouvements de l'atter- risseur 5, lorsque l'hélicoptère 1 repose sur le sol et que sa voilure tournante 3 est en rotation Ils peuvent également être constitués par des détecteurs d'assiettes ou des gyromètres, très souvent installés à bord de l'hélicoptère 1 pour les besoins du vol IFR et du pilote automatique, ou encore par des accéléromètres mesurant des accélérations longitudinales et/ou latérales du fuselage. Les détecteurs 18 peuvent être constitués, à titre d'exemple, par des détecteurs d'assiettes ou des gyromè- tres Le cas échéant, les détecteurs 17 peuvent être supprimés, leur rôle étant joué par les détecteurs 18. De préférence, pour des raisons de fiabilité, il est20 important de prévoir au moins deux détecteurs 17 et/ou 18. Les signaux oscillatoires issus des détecteurs 17 et 18, respectivement représentatifs des oscillations de résonance sol et de résonance air, sont transmis à un25 dispositif de détection, de filtrage et d'amplification 19, qui les adresse à un dispositif de traitement 20, commandant les actionneurs 13 en parallèle avec les liaisons 15. Ainsi, les signaux issus des détecteurs 17 et 18 peuvent commander le pas des pales 4, à travers les actionneurs 13, les tringleries 14, les servocommandes 12, les bielles de commande 10, le plateau cyclique 6,7 et les biellettes de pas 11. L'amplitude et la phase des signaux détectés par les détecteurs 17 et 18 sont ajustées par le dispositif de5 traitement 20, de telle sorte qu'il en résulte des mouvements d'assiettes du plateau cyclique 6,7 (et donc une variation du pas des pales 4), à la fréquence des oscillations desdits signaux détectés, pour réduire, puis supprimer les oscillations en roulis et en tangage10 induites par ladite voilure tournante dans le fuselage 2. Le dispositif de traitement 20 est pourvu de moyens de réglage 20 A,20 B à la disposition de l'équipage de l'hélicoptère 1, pour permettre d'ajuster l'amplitude15 et/ou la phase des signaux provenant des détecteurs 17 et 18, afin de parfaire l'élimination des oscillations induites par la voilure tournante 3 dans le fuselage 2. Il est évident que ces réglages sont susceptibles d'être également réalisés grâce à un automatisme approprié. Outre une pluralité souhaitable de détecteurs 17 et 18 comme mentionnés précédemment, l'architecture du dispositif peut comprendre au moins une duplication de certains éléments constitutifs pour garantir la sécurité de l'hélicoptère. Dans la variante de réalisation schématique de la figure 2, on retrouve les pales 4, les plateaux 6 et 7, le mât 8, la rotule 9, les bielles de commande 10, les biellet- tes de pas 11, les servocommandes 12, les détecteurs 18 et les dispositifs 19 et 20 (regroupés en un seul30 dispositif 19,20) Un dispositif 19,20 est associé à chaque détecteur 18 Dans cette variante, on prévoit des servocommandes additionnelles 21, par exemple hydrauliques à servovalves à entrées électro-hydrauli- ques, dont chacune d'elles est montée en série avec une servocommande principale 12 Les servocommandes addi- tionnelles 21 reçoivent directement les signaux élec-5 triques issus du dispositif 20 correspondant Ainsi, dans ce cas, la variation cyclique de pas nécessaire au pilotage est engendrée par les servocommandes princi- pales 12 (par exemple commandées comme il est décrit en regard de la figure 1), tandis que la variation de pas10 destinée selon l'invention à la réduction des oscilla- tions induites par la voilure tournante dans le fuselage résulte de l'action des servocommandes additionnelles 21. La figure 3 illustre, à la manière de la figure 2, une variante simplifiée du dispositif selon l'invention, ne permettant que la réduction des oscillations du fuselage en roulis Cette variante comporte deux servocommandes hydrauliques principales 12, chacune à deux entrées électriques par servovalves 22, 23, lesdites servo- commandes principales 12 étant diamétralement opposées par rapport au mât 8 Pour chaque servocommande 12, l'entrée 22 reçoit le signal électrique provenant d'un dispositif 20 associé à un détecteur 18, tandis que l'entrée 23 reçoit le signal provenant d'un dispositif25 20 associé à un autre détecteur 18 Ainsi, on peut faire osciller le plateau cyclique 6,7 latéralement en oppo- sition avec les oscillations induites Bien entendu, les servocommandes 12 sont par ailleurs commandables (de façon non représentée) par le pilote ou le pilote30 automatique. REVENDICATIONS 1 Procédé pour la réduction des oscillations à carac- tère divergent induites dans le fuselage ( 2) d'un hélicoptère ( 1) par sa voilure tournante ( 3) en rota- tion, ledit hélicoptère reposant sur le sol par l'in- termédiaire de son atterrisseur ( 5), caractérisé en ce que: on détecte (en 17,18) les mouvements de roulis, au sol, du fuselage dudit hélicoptère et on engendre un signal de détection représentatif desdits mouvements de roulis au sol; à partir dudit signal de détection représentatif des mouvements de roulis au sol, on forme (en 20), à bord dudit hélicoptère, un signal de contrôle du roulis au sol dont la fréquence est identique à celle dudit signal de détection représentatif des mouvements de roulis au sol; on applique ledit signal de contrôle du roulis au sol à au moins un premier actionneur ( 13,12, 21) disposé dans la chaîne cinématique de commande du pas cyclique des pales ( 4) de ladite voilure tournante ( 3); et la phase et l'amplitude dudit signal de contrôle du roulis au sol sont telles que l'action dudit premier actionneur sur ledit pas cyclique résulte en l'appa- rition d'un ensemble de forces et de moments engendrés par la voilure tournante et s'opposant, en roulis et au sol, à l'effet desdites oscillations à caractère divergent sur le fuselage. 2 Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce que, de plus: on détecte les mouvements de tangage, au sol, du fuselage dudit hélicoptère et on engendre un signal de détection représentatif desdits mouvements de tangage au sol; à partir dudit signal de détection représentatif des mouvements de tangage au sol, on forme, à bord dudit hélicoptère, un signal de contrôle du tangage au sol dont la fréquence est identique à celle dudit signal de détection représentatif des mouvements de tangage au sol; on applique ledit signal de contrôle du tangage au sol à au moins un second actionneur disposé dans la chaîne cinématique de commande du pas cyclique des pales de ladite voilure tournante; et la phase et l'amplitude dudit signal de contrôle du tangage au sol sont telles que l'action dudit second actionneur sur ledit pas cyclique résulte en l'appa- rition d'un ensemble de forces et de moments engendrés par la voilure tournante et s'opposant, en tangage et au sol, à l'effet desdites oscillations à caractère divergent sur le fuselage. 3 Procédé pour la réduction des oscillations induites dans le fuselage d'un hélicoptère par sa voilure tour- nante en rotation, ledit hélicoptère étant suspendu audit rotor, procédé selon lequel: a) on détecte les mouvements oscillatoires du fuselage dudit hélicoptère en vol et on engendre au moins un signal de détection représentatif desdits mouvements oscillatoires en vol; b) à partir dudit signal de détection représentatif des mouvements oscillatoires en vol, on forme, à bord dudit hélicoptère, un signal de contrôle des oscilla- tions en vol dont la fréquence est identique à celle dudit signal de détection représentatif desdits mouvements oscillatoires en vol; et c) on applique ledit signal de contrôle des oscillations en vol à au moins un premier organe d'actionnement destiné par son action à contrecarrer lesdites oscillations induites, 17 2678578 caractérisé en ce que: dans l'opération a), on détecte les mouvements oscilla- toires de roulis dudit fuselage et on engendre un signal de détection représentatif desdits mouvements oscillatoires de roulis en vol, de sorte que, dans l'opération b), ledit signal de contrôle des oscilla- tions en vol est un signal de contrôle de roulis en vol; dans l'opération c), ledit premier organe d'actionne- ment est disposé dans la chaîne cinématique de com- mande du pas cyclique des pales de ladite voilure tournante; et la phase et l'amplitude dudit signal de contrôle de roulis en vol sont telles que l'action dudit premier organe d'actionnement sur ledit pas cyclique résulte en l'apparition d'un ensemble de forces et de moments engendrés par la voilure tournante et s'opposant, en roulis et en vol, à l'effet desdites oscillations à caractère divergent sur le fuselage. 4 Procédé selon la revendication 3, caractérisé en ce que, de plus: on détecte les mouvements oscillatoires de tangage du fuselage en vol et on engendre un signal de détection représentatif desdits mouvements oscillatoires de tangage en vol; à partir dudit signal de détection représentatif des mouvements oscillatoires de tangage en vol, on forme, à bord dudit hélicoptère, un signal de contrôle du tangage en vol dont la fréquence est identique à celle dudit signal de détection représentatif des mouvements oscillatoires de tangage en vol; on applique ledit signal de contrôle du tangage en vol à au moins un second organe d'actionnement disposé dans la chaîne cinématique de commande du pas cyclique des pales de ladite voilure tournante; et la phase et l'amplitude dudit signal de contrôle du tangage en vol sont telles que l'action dudit second organe d'actionnement sur ledit pas cyclique résulte en l'apparition d'un ensemble de forces et de moments engendrés par la voilure tournante et s'opposant, en tangage et en vol, à l'effet desdites oscillations à caractère divergent sur le fuselage. Dispositif pour la réduction des oscillations à caractère divergent induites dans le fuselage ( 2) d'un hélicoptère ( 1) par sa voilure tournante ( 3) en rota- tion, ledit hélicoptère reposant sur le sol par l'in- termédiaire de son atterrisseur ( 5), caractérisé en ce qu'il comporte: des moyens ( 17,18) pour détecter les mouvements de roulis, au sol, du fuselage dudit hélicoptère et pour engendrer un signal de détection représentatif desdits mouvements de roulis au sol; des moyens ( 19,20) disposés à bord dudit hélicoptère et engendrant, à partir dudit signal de détection représentatif des mouvements de roulis au sol, un signal de contrôle du roulis au sol dont la fréquence est identique à celle dudit signal de détection représentatif des mouvements de roulis au sol; et au moins un premier actionneur ( 12, 13,21) auquel est appliqué ledit signal de contrôle du roulis au sol et qui est disposé dans la chaîne cinématique de commande du pas cyclique des pales de la voilure tournante; la phase et l'amplitude dudit signal de contrôle du roulis au sol étant telles que l'action dudit premier actionneur sur ledit pas cyclique résulte en l'appa- rition d'un ensemble de forces et de moments engendrés par la voilure tournante et s'opposant, en roulis et au sol, à l'effet desdites oscillations à caractère divergent sur le fuselage. 6 Dispositif selon la revendication 5, caractérisé en ce qu'il comporte, de plus des moyens ( 17,18) pour détecter les mouvements de tangage, au sol, du fuselage ( 2) dudit hélicoptère et pour engendrer un signal de détection représentatif desdits mouvements de tangage au sol; des moyens disposés à bord dudit hélicoptère et engendrant, à partir dudit signal de détection repré- sentatif des mouvements de tangage au sol, un signal de contrôle du tangage au sol dont la fréquence est identique à celle dudit signal de détection représen- tatif des mouvements de tangage au sol; et au moins un second actionneur ( 12,13,21) auquel est appliqué ledit signal de contrôle du tangage au sol et qui est disposé dans la chaîne cinématique de commande du pas cyclique des pales de la voilure tournante; la phase et l'amplitude dudit signal de contrôle du tangage au sol étant telles que l'action dudit second actionneur sur ledit pas cyclique résulte en l'appa- rition d'un ensemble de forces et de moments engendrés par la voilure tournante et s'opposant, en tangage et au sol, à l'effet desdites oscillations à caractère divergent sur le fuselage. 7 Dispositif pour la réduction des oscillations indui- tes dans le fuselage ( 2) d'un hélicoptère par sa voilure tournante ( 3) en rotation, ledit hélicoptère étant suspendu audit rotor, dispositif comportant: a') des moyens pour détecter les mouvements oscilla- toires du fuselage dudit hélicoptère en vol et pour engendrer un signal de détection représentatif desdits mouvements oscillatoires en vol; b') des moyens ( 19,20) disposés à bord dudit hélicoptère et engendrant, à partir dudit signal de détection représentatif des mouvements oscillatoires en vol, un signal de contrôle des oscillations en vol dont la fréquence est identique à celle dudit signal de détection représentatif desdits mouvements oscilla- toires en vol; et c') un premier organe d'actionnement ( 12,13,21) destiné par son action à contrecarrer lesdites oscillations induites, et auquel est appliqué ledit signal de contrôle des oscillations en vol, caractérisé en ce que: les moyens ( 17,18) spécifiés sous a') détectent les mouvements oscillatoires de roulis dudit fuselage ( 2) et engendrent un signal de détection représentatif desdits mouvements oscillatoires de roulis en vol, de sorte que ledit signal de contrôle des oscillations en vol spécifié sous b') est un signal de contrôle de roulis en vol; ledit premier organe d'actionnement ( 12,13,21) est disposé dans la chaîne cinématique de commande du pas cyclique des pales de ladite voilure tournante; et la phase et l'amplitude dudit signal de contrôle de roulis en vol sont telles que l'action dudit premier organe d'actionnement sur ledit pas cyclique résulte en l'apparition d'un ensemble de forces et de moments engendrés par la voilure tournante et s'opposant, en roulis et en vol, à l'effet desdites oscillations à caractère divergent sur le fuselage. 8 Dispositif selon la revendication 7, caractérisé en ce qu'il comporte de plus des moyens ( 17,18) pour détecter les mouvements oscillatoires de tangage du fuselage en vol et pour engendrer un signal de détection représentatif desdits mouvements oscillatoires de tangage en vol; des moyens ( 19,20) disposés à bord dudit hélicoptère et engendrant, à partir dudit signal de détection représentatif des mouvements oscillatoires de tangage en vol, un signal de contrôle du tangage en vol dont la fréquence est identique à celle dudit signal de détection représentatif des mouvements oscillatoires de tangage en vol; et au moins un second organe' d'actionnement auquel est appliqué ledit signal de contrôle du tangage en vol et qui est disposé dans la chaîne cinématique de commande du pas cyclique des pales de ladite voilure tournan- te; la phase et l'amplitude dudit signal de contrôle du tangage en vol étant telles que l'action dudit second organe d'actionnement sur ledit pas cyclique résulte en l'apparition d'un ensemble de forces et de moments engendrés par ladite voilure tournante et s'opposant, en tangage et en vol, à l'effet desdites oscillations à caractère divergent sur le fuselage. 9 Dispositif selon l'une quelconque des revendications à 8, caractérisé en ce que lesdits actionneurs et organes d'actionnement sont constitués par des vérins ( 13)20 commandant les servocommandes ( 12) de commande de pas, en parallèle sur la commande de pilotage ( 15). Dispositif selon l'une quelconque des revendications à 8, caractérisé en ce que lesdits actionneurs et organes d'actionnement sont constitués par des servocommandes additionnelles ( 21) montées en série avec les servo- commandes principales ( 12) de commande de pas. 11 Dispositif selon l'une quelconque des revendications à 8, caractérisé en ce que lesdits actionneurs et organes d'actionnement sont constitués par les servocommandes ( 12) de commande de pas. 12 Hélicoptère, caractérisé en ce qu'il comporte le dispositif spécifié sous l'une quelconque des revendications 5 à 11, pour la réduction des oscillations à caractère divergent indui-5 tes dans son fuselage ( 2) par sa voilure ( 3) en rota- tion.