Brevet FR2737181A1 — publié le 19970131

La présente invention concerne un procédé et un dispositif pour réduire les vibrations engendrées sur la structure d'un hélicoptère par l'écoulement aérodynamique à travers le rotor principal de sustentation et d'avance dudit hélicoptère. On sait que le rotor principal, en tournant, aspire l'air situé au-dessus de lui et le refoule vers le bas, en l'accélérant, de manière à créer une veine d'air en mouvement. La pression et la vitesse de l'air varient tout au long de cette veine d'air. L'écoulement de cet air sur la structure de l'hélicoptère engendre des vibrations, notamment latérales, particulièrement sensibles au niveau du poste de pilotage et généralement dénommées "tail shake" dans la technique aéronautique. Les vibrations ainsi engendrées sont principalement dues à l'excitation par l'écoulement aérodynamique précité des modes propres de la structure de l'hélicoptère, et notamment du premier mode de flexion latérale de la queue de l'hélicoptère. Les vibrations dues à l'excitation de ce premier mode de flexion latérale présentent généralement une fréquence de quelques hertz et sont extrêmement nuisibles. Les différentes vibrations ainsi engendrées présentent de nombreux inconvénients, notamment - pour le confort de l'équipage et des passagers, - pour la fatigue des pièces et des équipements, ainsi que - pour le fonctionnement de systèmes d'armes lorsque l'héli coptère en est équipé. La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients. Elle concerne un procédé permettant de réduire, de façon simple et efficace, les vibrations engendrées sur la structure d'un hélicoptère, par l'écoulement aérodynamique à travers le rotor principal de sustentation et d'avance dudit hélicoptère, ledit hélicoptère comportant un rotor de queue destiné à combattre le couple dudit rotor principal. A cet effet, ledit procédé est remarquable selon l'invention en ce que a) on mesure les vibrations engendrées en au moins un emplacement de la structure dudit hélicoptère b) à partir desdites mesures, on détermine une variation alternative de pas des pales du rotor de queue, suscepti ble d'engendrer une force alternative s'opposant auxdites vibrations ; et c) on applique la variation alternative de pas ainsi déter minée à un système de commande du pas des pales du rotor de queue. Ainsi, grâce à la génération de ladite force alternative d'opposition, on est en mesure de réduire de façon simple et efficace lesdites vibrations, dont on a indiqué les inconvénients précédemment. On notera de plus que la fréquence desdites vibrations et donc également de ladite force alternative d'opposition (généralement d'environ 5 à 6 Hz) est beaucoup plus élevée que la fréquence de manoeuvre dudit rotor de queue par le pilote (généralement inférieure à 1 Hz), pour le pilotage en lacet, de sorte que la mise en oeuvre du procédé conforme à l'invention n'engendre aucune incidence sur le pilotage en lacet. Afin de ne pas commander en continu le rotor de queue et de ne prendre en compte que les vibrations les plus importantes et les plus nuisibles (dont la fréquence est généralement inférieure à 15 Hz), avantageusement, on filtre en fréquence les vibrations mesurées et on tient compte, à l'étape b) du procédé conforme à l'invention, uniquement desdites vibrations filtrées. De plus, pour des raisons de stabilité et de sécurité, l'amplitude de la force alternative d'opposition est limitée de façon avantageuse à une valeur prédéfinie. En outre, pour des raisons de manoeuvrabilité, ainsi que pour détecter une éventuelle dégradation du balourd de l'hélicoptère, la mise en oeuvre du procédé conforme à l'invention pour la réduction des vibrations peut être supprimée lorsque ledit hélicoptère se trouve au sol. De même, ladite mise en oeuvre peut être supprimée lorsque l'hélicoptère est soumis à des conditions de vol particulières. On sait par ailleurs que le plan du rotor de queue d'un hélicoptère peut être soit parallèle, soit incliné par rapport au plan longitudinal vertical médian dudit hélicoptère. Lorsque le procédé conforme à l'invention est appliqué à un hélicoptère dont le plan du rotor de queue est parallèle au plan longitudinal vertical médian dudit hélicoptère, de façon avantageuse - à l'étape a), on mesure les vibrations latérales engen drées en au moins un emplacement de la structure dudit hélicoptère ; et - à l'étape b), on engendre une force alternative latérale s'opposant auxdites vibrations latérales. De plus, dans ce cas, pour réduire d'éventuelles vibrations verticales additionnelles, on engendre, à l'aide d'un moyen auxiliaire, de préférence une ou plusieurs surfaces aérodynamiques à inclinaison commandable, une force alternative verticale s'opposant auxdites vibrations verticales. Lorsque le plan du rotor de queue de l'hélicoptère est incliné par rapport au plan longitudinal vertical médian dudit hélicoptère, de façon avantageuse - à l'étape a), on mesure les vibrations latérales et les vibrations verticales engendrées en au moins un emplace ment de la structure dudit hélicoptère ; et - à l'étape b), on engendre une force alternative d'opposi tion présentant une composante latérale et une composante verticale s'opposant respectivement auxdites vibrations latérales et auxdites vibrations verticales. La présente invention concerne également un dispositif pour réduire les vibrations engendrées sur la structure d'un hélicoptère, par l'écoulement aérodynamique à travers le rotor principal de sustentation et d'avance dudit hélicoptère, ledit hélicoptère comportant un rotor de queue anticouple, dont le pas des pales est commandé par un système de commande. Selon l'invention, ledit dispositif est remarquable en ce qu'il comporte - au moins un capteur susceptible de mesurer les vibrations engendrées sur la structure dudit hélicoptère ; et - un moyen de calcul susceptible de déterminer à partir desdites mesures une variation alternative de pas des pales du rotor de queue, suscep tible d'engendrer une force alternative s'opposant auxdites vibrations ; et . de transmettre la variation de pas ainsi déterminée audit système de commande du pas des pales. Ledit capteur peut notamment être un accéléromètre, un gyromètre ou une jauge de contrainte. Dans un mode de réalisation particulier, ledit dispositif comporte avantageusement un moyen auxiliaire commandé par ledit moyen de calcul et susceptible d'engendrer une force alternative verticale s'opposant à des vibrations verticales. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut être réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 montre de façon schématique un dispositif conforme à l'invention monté sur un hélicoptère. La figure 2 illustre schématiquement la veine d'air formée par la rotation du rotor principal d'un hélicoptère, qui est génératrice de vibrations. La figure 3 illustre une force d'opposition aux vibrations, engendrée sur un hélicoptère dont le plan du rotor de queue est parallèle au plan longitudinal vertical médian dudit hélicoptère, à partir d'une coupe transversale schématique suivant la ligne III-III de la figure 1. La figure 4 illustre une force d'opposition aux vibrations, engendrée sur un hélicoptère dont le plan du rotor de queue est incliné par rapport au plan longitudinal vertical médian dudit hélicoptère. Le dispositif 1 conforme à l'invention et représenté schématiquement sur la figure 1 est destiné à réduire les vibrations connues sous le nom de "tail shake" dans la technique aéronautique, qui sont engendrées sur la structure d'un hélicoptère 2, tel que précisé ci-dessous. Comme on peut le voir sur la figure 1, ledit hélicoptère 2 comporte - un rotor principal 3 de sustentation et d'avance entraîné au moyen d'une énergie motrice fournie par un moteur 4 et - un rotor de queue 5 destiné à combattre le couple dudit rotor principal 3. Ledit rotor de queue 5, qui est également utilisé pour le guidage en lacet de l'hélicoptère 2, est muni de façon connue de pales 6, dont le pas peut être commandé au moyen d'un système de commande 7 qui comporte - un vérin d'actionnement 8 ou analogue (relié par une liaison 9 représentée schématiquement audit rotor de queue 5) alimenté en énergie par une source d'énergie 10 par l'intermédiaire d'une liaison 11 ; et - un dispositif de commande 12 qui fournit les ordres de commande audit vérin d'actionnement 8 par l'intermédiaire d'une liaison 13. On sait que, pour la mise en sustentation et pour l'avance de l'hélicoptère 2, le rotor principal 3 aspire de l'air de l'espace El situé au-dessus de lui et le refoule vers l'espace E2 situé au-dessous, en l'accélérant. Il crée ainsi une veine d'air A en mouvement, de pression et de vitesse variables, dont le diamètre au niveau de l'hélicoptère 2 est sensiblement égal au diamètre de la voilure V, tel que représenté sur la figure 2. Au contact de l'hélicoptère 2, cet écoulement aérodynamique provoque des vibrations sur la structure 14 dudit hélicoptère 2. Ces vibrations, surtout latérales mais non exclusivement, sont dues principalement à l'excitation par l'écoulement aérodynamique des modes propres de la structure 14 de l'hélicoptère 2 et notamment du premier mode de flexion latérale de la queue 15 de l'hélicoptère 2. Les vibrations dues à ce premier mode de flexion latérale présentent généralement une fréquence de quelques hertz et sont particulièrement nuisibles. Les différentes vibrations ainsi engendrées présentent notamment des inconvénients pour - le confort de l'équipage et des passagers, - la fatigue des pièces et des équipements, et - le fonctionnement de systèmes d'armes non représentés lorsque l'hélicoptère 2 en est équipé. Le dispositif 1 conforme à l'invention est destiné à réduire lesdites vibrations pour remédier à ces inconvénients. A cet effet, ledit dispositif 1 comporte - des capteurs 16, 17, 18 de type connu, par exemple des accéléromètres, des gyromètres ou des jauges de contrain te, représentés schématiquement sur la figure 1, montés à différents emplacements sur la structure 14 de l'hélicop tère 2 et susceptibles de mesurer les vibrations engen drées à ces emplacements sur ladite structure 14 ; et - un moyen de calcul 19 relié par l'intermédiaire de liai sons 20, 21, 22 respectivement auxdits capteurs 16, 17, 18 et susceptible . de déterminer à partir desdites mesures de vibrations une variation alternative de pas des pales 6 du rotor de queue 5, susceptible d'engendrer une force alternative s'opposant auxdites vibrations ; et . de transmettre la variation de pas ainsi déterminée au dispositif de commande 12 dudit système de commande 7 du pas des pales 6, par l'intermédiaire d'une liaison 23. Ainsi, les vibrations existantes sont réduites par l'action d'opposition de cette force alternative Tl engendrée par la commande du pas des pales 6. Comme la fréquence de ladite force alternative d'opposition Tî est égale à la fréquence des vibrations considérées, à savoir 5 à 6 Hz, le fonctionnement du dispositif 1 conforme à l'invention n'engendre aucune incidence sur le pilotage en lacet de l'hélicoptère 2, ledit pilotage étant en effet commandé suivant des fréquences beaucoup plus faibles, généralement inférieures à 1 Hz. En outre, le dispositif 1 conforme à l'invention permet de limiter la résonance d'un ou de plusieurs modes de la structure, situés à proximité d'un harmonique de la fréquence de rotation du rotor principal, pour lesquels la déformation de la poutre de queue de l'hélicoptère 2 est importante. Comme on peut le voir plus précisément sur la figure 3, lorsque le plan du rotor de queue 5, indiqué par les pales 6, est parallèle au plan longitudinal vertical médian P de l'hélicoptère, ladite force alternative d'opposition T1, engendrée suivant l'axe X-X du rotor de queue 5, est latérale et est donc susceptible de s'opposer aux vibrations latérales, qui sont essentielles dans le phénomène physique considéré ("tail shake"), comme indiqué précédemment. Dans ce cas, lorsqu'en plus desdites vibrations latérales, l'hélicoptère 2 est soumis à des vibrations verticales, on peut engendrer selon l'invention, à l'aide d'un moyen auxiliaire, par exemple une ou plusieurs surfaces aérodynamiques à inclinaison commandable, non représenté et commandé par ledit moyen de calcul 19, une force alternative verticale non représentée s'opposant auxdites vibrations verticales. Bien entendu, la présente invention s'applique également à un hélicoptère dont le plan du rotor de queue 5 est incliné par rapport au plan longitudinal vertical médian P de l'hélicoptère, tel que représenté sur la figure 4. L'application du dispositif 1 conforme à l'invention à un tel hélicoptère est particulièrement avantageuse, puisqu'elle permet de réduire simultanément les vibrations latérales et les vibrations verticales. A cet effet, selon l'invention, on détermine une variation alternative de pas des pales 6 permettant d'engendrer une force alternative T2, présentant une composante latérale m2 et une composante verticale TZ2 telles que - ladite composante latérale TY2 de la force T2 s'oppose efficacement auxdites vibrations latérales ; et - ladite composante verticale TZ2 de la force T2 s'oppose efficacement auxdites vibrations verticales. Ce dernier mode de réalisation ne nécessite donc l'utilisation d'aucun moyen auxiliaire pour réduire les vibrations verticales. Par ailleurs, ledit moyen de calcul 19 peut incorporer un moyen de filtrage destiné à filtrer en fréquence les vibrations mesurées, pour ne retenir que celles qui sont inférieures à une fréquence déterminée, par exemple 15 Hz. Ce mode de réalisation évite notamment de commander quasiment en continu le rotor de queue, en ne prenant pas en compte certaines vibrations négligeables. Ledit moyen de calcul 19 peut en outre être relié, dans un mode de réalisation particulièrement avantageux, à un moyen non représenté qui lui indique lorsque l'hélicoptère 2 se trouve au sol de sorte que ledit moyen de calcul 19 ne transmet alors aucun ordre de commande au dispositif de commande 12, et ceci tant que ledit hélicoptère 2 reste au sol. Le dispositif 1 conforme à l'invention est donc rendu inactif au sol, ce qui permet notamment de détecter une éventuelle dégradation du balourd de l'hélicoptère, une telle détection étant impossible lors du fonctionnement du dispositif 1. Par ailleurs, dans un autre mode de réalisation particulier non représenté, on peut également prévoir que le dispositif 1 conforme à l'invention soit rendu inactif en vol, lors de l'apparition de conditions de vol particulières. REVENDICATIONS 1. Procédé pour réduire les vibrations engendrées sur la structure (14) d'un hélicoptère (2), par l'écoulement aérodynamique (A) à travers le rotor principal (3) de sustentation et d'avance dudit hélicoptère (2), ledit hélicoptère (2) comportant un rotor de queue (5) anticouple, caractérisé en ce que a) on mesure les vibrations engendrées en au moins un emplacement de la structure (14) dudit hélicoptère (2) ; b) à partir desdites mesures, on détermine une variation alternative de pas des pales (6) du rotor de queue (5), susceptible d'engendrer une force alternative (T1, T2) s'opposant auxdites vibrations ; et c) on applique la variation alternative de pas ainsi déter minée à un système de commande (7) du pas des pales (6) du rotor de queue (5). 2. Procédé selon la revendication 1, caractérisé en ce qu'on filtre en fréquence les vibrations mesurées et on tient compte à l'étape b) uniquement desdites vibrations filtrées. 3. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisé en ce que l'amplitude de ladite force alternative d'opposition (Tî, T2) est limitée à une valeur prédéfinie. 4. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que sa mise en oeuvre pour la réduction des vibrations est supprimée lorsque ledit hélicoptère (2) se trouve au sol. 5. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisé en ce que sa mise en oeuvre pour la réduction des vibrations est supprimée lorsque ledit hélicoptère (2) est soumis à des conditions de vol particulières. 6. Procédé selon l'une quelconque des revendications précédentes, applique à un hélicoptère dont le plan du rotor de queue (5) est parallèle au plan longitudinal vertical médian (P) de l'hélicoptère, caractérisé en ce que - à l'étape a), on mesure les vibrations laterales engen drées en au moins un emplacement de la structure (14) dudit hélicoptère (2) ; et - à l'étape b), on engendre une force alternative latérale (T1) s'opposant auxdites vibrations latérales. 7. Procédé selon la revendication 6, caractérisé en ce que, pour réduire des vibrations verticales additionnelles, on engendre de plus, à l'aide d'un moyen auxiliaire, une force alternative verticale s'opposant auxdites vibrations verticales. 8. Procédé selon la revendication 7, caractérisé en ce que ledit moyen auxiliaire est constitue d'au moins une surface aérodynamique à inclinaison commandable. 9. Procédé selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, appliqué à un hélicoptère dont le plan du rotor de queue (5) est incliné par rapport au plan longitudinal vertical médian (P) de l'hélicoptère, caractérisé en ce que - à l'étape a), on mesure les vibrations latérales et les vibrations verticales engendrées en au moins un emplace ment de la structure (14) dudit hélicoptère (2) ; et - à l'étape b), on engendre une force alternative d'opposi tion (T2) présentant une composante latérale (TY2) et une composante verticale (tu2) s'opposant respectivement auxdites vibrations latérales et auxdites vibrations verticales. 10. Dispositif pour réduire les vibrations engendrées sur la structure (14) d'un hélicoptère (2), par l'écoulement aérodynamique (A) à travers le rotor principal (3) de sustentation et d'avance dudit hélicoptère (2), ledit hélicoptère (2) comportant un rotor de queue (5) anticouple, dont le pas des pales (6) est commandé par un système de commande (7), caractérisé en ce qu'il comporte - au moins un capteur (16, 17, 18) susceptible de mesurer les vibrations engendrées sur la structure (14) dudit hélicoptère (2) ; et - un moyen de calcul (19) susceptible . de déterminer à partir desdites mesures une variation alternative de pas des pales (6) du rotor de queue (5), susceptible d'engendrer une force alternative (T1, T2) s'opposant auxdites vibrations ; et . de transmettre la variation de pas ainsi déterminée audit système de commande (7) du pas des pales (6). 11. Dispositif selon la revendication 10, caractérisé en ce que ledit capteur (16, 17, 18) est un accéléromètre. 12. Dispositif selon la revendication 10, caractérisé en ce que ledit capteur (16, 17, 18) est un gyromètre. 13. Dispositif selon la revendication 10, caractérisé en ce que ledit capteur (16, 17, 18) est une jauge de contrainte. 14. Dispositif selon l'une quelconque des revendications 10 à 13, caractérisé en ce qu'il comporte un moyen auxiliaire commandé par ledit moyen de calcul (19) et susceptible d'engendrer une force alternative verticale s'opposant à des vibrations verticales.