Brevet FR2784351A1 — publié le 20000414

La présente invention concerne un dispositif et un procédé pour réduire les vibrations engendrées sur la structure d'un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère. On sait que la source principale de vibrations sur un hélicoptère est le rotor principal d'avance et de sustentation de ce dernier. De telles vibrations constituent un problème important qu'il s'agit de combattre, car ces vibrations provoquent : -des contraintes alternées dans tout l'hélicoptère entraînant des phéno mènes de fatigue et ayant donc une influence directe sur la sécurité ; et -des vibrations dans la cabine, ce qui est bien entendu très gnant pour le confort des pilotes et des passagers. Un rotor d'hélicoptère bien régie et sans défauts fait vibrer le fuselage à des fréquences multiples de bQ, b étant le nombre de pales et n la fréquence de rotation du rotor principal. L'apparition de fréquences autres que des harmoniques de Q est révélatrice de défauts. De mme, I'augmentation de l'intensité desdits harmoniques peut également traduire l'apparition de défauts, de différents types. On notera, à titre d'exemple, que pour les : -la fréquence 1Q est représentative de l'apparition d'un balourd au ni veau de la voilure, qui peut avoir pour origine en particulier un décol- lement du bord d'attaque des pales, l'existence de roulements défec tueux sur le mât ou un défaut de raideur des amortisseurs de traînée ; et -la fréquence 42 est la fréquence naturelle de vibration d'un hélicoptère comportant un rotor à quatre pales. Cette fréquence ne doit pas évo luer pour une configuration de vol donnée. Sa dégradation a générale ment pour origine un problème au niveau de la liaison entre la boîte de transmission principale et le fuselage. Par le brevet US-4 937 758, on connaît un procédé et un dispositif pour réduire les vibrations engendrées par le rotor principal d'un héli- coptère. Ce document connu préconise de réaliser les opérations suivantes : a) mesurer les valeurs de paramètres de mesure représentatifs des vibra tions de ladite structure ; b) déterminer, à partir de ces valeurs mesurées et d'une matrice d'in fluence prédéterminée, les valeurs de réglage de paramètres de ré glage susceptibles de réduire et de minimiser lesdites vibrations ; et c) régler lesdits paramètres de réglage auxdites valeurs de réglage. Ce dispositif et ce procédé connus, qui permettent de minimiser un certain nombre de vibrations différentes, présentent toutefois un inconvénient majeur : ils ne permettent pas de réduire les vibrations de la structure, présentant une fréquence autre que 1 Q et 2Q. On sait que, pour un hélicoptère comprenant un rotor à quatre pales, les vibrations en 3Q se combinent avec les vibrations naturelles en 4Q de manière à engendrer une vibration qui est ressentie comme un désagréable cognement en 1Q et qui est très gnante notamment pour le confort de l'équipage et des passagers. La présente invention a pour objet de remédier à ces inconvénients. Elle concerne un dispositif pour réduire les vibrations sur tous les harmoniques, et en particulier les vibrations en 3Q, engendrées sur la structure d'un aéronef à voilure tournante, notamment un hélicoptère, à vitesse de rotation n, et ainsi augmenter le confort de l'équipage et des passagers. A cet effet, selon l'invention, ledit dispositif comporte des moyens de réglage pour régler le deuxième mode de battement de chacune des pales du rotor principal d'avance et de sustentation dudit aéronef à voilure tournante. Ainsi, grâce à l'invention, on peut régler la fréquence propre de chaque pale, qui correspond au deuxième mode de battement de la pale, et donc l'écarter des harmoniques 2Q et 3Q du régime de rotation, entre lesquelles elle est définie, de manière à réduire notamment les vibrations en 352. En effet, la cause principale desdites vibrations en 3Q en repère fixe, lié à la structure, est une excitation provenant essentiellement du deuxième mode de battement des pales, dont la fréquence est proche d'une fréquence de la structure qui est de l'ordre, elle-mme, de 3Q. On supprime donc cette cause principale en écartant suffisamment la fré- quence dudit deuxième mode de battement de ladite fréquence. De plus, il convient de régler ladite fréquence propre pour qu'elle s'écarte de I'harmonique 3Q et notamment, à titre d'exemple, pour qu'elle soit inférieure : -à 2,6 Q pour un aéronef à trois ou cinq pales ; et -à 2,7 Q pour un aéronef à quatre pales. De façon avantageuse, lesdits moyens de réglage comportent des masses de réglage, de préférence des rondelles métalliques, d'épaisseur et de densité variables, agencées en envergure respectivement sur lesdites pales et/ou disposées en plusieurs endroits en corde. Par ailleurs, dans un mode de réalisation préféré, ledit dispositif comporte de plus : -une pluralité de capteurs, par exemple des accéléromètres, suscepti bles de mesurer les valeurs de paramètres de mesure représentatifs des vibrations de ladite structure ; -des moyens de réglage supplémentaires aptes à régler, en fonction de valeurs de réglage, des paramètres de réglage susceptibles de réduire des vibrations de ladite structure ; et -une unité de calcul, de préférence un ordinateur personnel, susceptible de calculer, à partir des valeurs mesurées par lesdits capteurs, les va leurs de réglage desdits moyens de réglage et desdits moyens de ré glage supplémentaires permettant de minimiser les vibrations, les va leurs de réglage ainsi calculées étant appliquées auxdits moyens de ré glage et auxdits moyens de réglage supplémentaires. Ainsi, on est en mesure de réduire et de minimiser l'essentiel des différentes vibrations engendrées par ledit rotor principal. En outre, avantageusement, lesdits moyens de réglage supplémentaires comportent au moins l'un des éléments suivants : -des masses auxiliaires agencées dans des manchons de pales ; -des bielles de pas ; et -des volets compensateurs. La présente invention concerne également un procédé pour réduire les vibrations engendrées par un rotor principal sur la structure d'un aéronef à voilure tournante et, plus précisément, un procédé tel que celui divulgué par le brevet US-4 937 758 précité et selon lequel : a) on mesure les valeurs de paramètres de mesure représentatifs des vibrations de ladite structure ; b) on détermine, à partir de ces valeurs mesurées, les valeurs de réglage de paramètres de réglage susceptibles de réduire et de minimiser les dites vibrations ; et c) on règle lesdits paramètres de réglage auxdites valeurs de réglage. Selon l'invention, ledit procédé est remarquable en ce que l'on ré- gie, comme paramètre de réglage, au moins le deuxième mode de battement de chacune des pales du rotor principal d'avance et de sustentation dudit aéronef à voilure tournante, ce qui permet notamment de réduire les vibrations en 3Q. De plus, avantageusement, à l'étape b) précitée, on détermine lesdites valeurs de réglage à I'aide d'une matrice d'influence : -qui est formée, à partir d'une pluralité de réglages différents et de va leurs mesurées desdits paramètres de mesure qui résultent respective ment de ces différents réglages, sur un aéronef à vibrations réduites ; et/ou -qui est formée en tenant compte des hypothèses : toutes les pales dudit rotor présentent un comportement ; . ledit aéronef représente un corps solide ; et la relation entre les valeurs de réglage et les valeurs mesurées est une relation linéaire. En outre, de façon avantageuse, pour déterminer l'ensemble des valeurs de réglage Pn+1 d'un vol n+1 déterminé, on minimise une matrice Un + 1 représentative desdites vibrations et obtenue à partir de l'ex- pression : rn+1 = M (Pn+1-Pn) + rn dans laquelle : -M est la matrice ; -Pn est l'ensemble des valeurs de réglage du vol n précédent ; et -rn est une matrice comprenant l'ensemble des valeurs de mesure dudit vol n, représentatives des vibrations et résultant des valeurs de réglage Pn. On rappellera que le brevet US-4 937 758 précité n'enseigne pas, à la différence de l'invention (avec des masses agencées en envergure et/ou en corde), de régler le deuxième mode de battement des pales et ne permet donc pas de réduire les vibrations en 3Q. La matrice d'influence utilisée dans ce document antérieur est donc bien moins riche que celle préconisée par la présente invention. De plus, cette matrice d'influence connue est déterminée en supposant l'existence d'une relation entre les réglages et les vibrations en résultant, donnée par une expression mathématique posée a priori. Cette expression mathématique présente certaines propriétés (périodicité, symétrie) qui influent sur la valeur des coefficients utilisés, ce qui nuit à la précision des réglages déterminés alors. En revanche, le procédé conforme à l'invention ne se base pas sur de telles hypothèses, mais il cherche des relations directes (par identification pure) qui existent entre le fonctionnement du rotor et les niveaux vibratoires de la structure de manière à obtenir des valeurs de réglage précises et efficaces. Les figures du dessin annexé feront bien comprendre comment l'invention peut tre réalisée. Sur ces figures, des références identiques désignent des éléments semblables. La figure 1 illustre schématiquement des moyens de réglage conformes à l'invention, agencés sur une pale de rotor. La figure 2 représente schématiquement un mode de réalisation préféré de l'invention. La figure 3 illustre schématiquement différents moyens de réglage du mode de réalisation de la figure 2, agencés sur une pale de rotor. Le dispositif 1 conforme à l'invention est destiné à réduire les vibrations engendrées sur la structure d'un aéronef à voilure tournante, en l'occurrence un hélicoptère non représenté. On sait que la source principale de ces vibrations est le rotor principal de sustentation et d'avance de l'hélicoptère, qui tourne à une vitesse de rotation Q et qui est muni d'une pluralité de pales telles que celle 2 représentée sur la figure 1. Selon l'invention, ledit dispositif 1 comporte des moyens de réglage M1 représentés sur la figure 1, pour régler le deuxième mode de battement de chacune des pales 2 dudit rotor principal. Selon l'invention, lesdits moyens de réglage M1 comportent des masses de réglage 3 et 4 : -qui comportent des rondelles métalliques 5, d'épaisseur et de densité variables, maintenues par un système de fixation, de préférence à boulon 6 et vis 7 ; et -qui sont agencées sur la pale 2 en envergure en une ou plusieurs sec tions et/ou en corde en un mais plutôt au moins en deux endroits, en fonction d'un réglage conforme à l'invention et précisé ci-dessous. Ainsi, grâce audit agencement approprié en envergure et/ou en corde desdites masses 3 et 4, on peut régler le deuxième mode de battement de chaque pale 2 et ainsi supprimer la cause de l'excitation des vibrations en 3Q en repère fixe lié à la structure de l'hélicoptère. La réduction des vibrations en 3D permet notamment d'augmenter le confort de l'équipage et des passagers et de réduire des phénomènes de fatigue sur certaines pièces de l'hélicoptère. Selon l'invention, ledit dispositif 1 comporte de plus, comme représenté sur la figure 2 : -une pluralité de capteurs C1 à Cj, par exemple des accéléromètres, susceptibles de mesurer les valeurs de paramètres de mesure tels que des accélérations, représentatifs des vibrations de ladite structure ; -des moyens de réglage supplémentaires M2 à Mi aptes à régler, en fonction de valeurs de réglage, des paramètres de réglage précisés ci dessous et susceptibles d'agir sur des vibrations de ladite structure ; et -une unité de calcul 8, de préférence un ordinateur personnel, suscepti ble de calculer, à partir des valeurs mesurées par lesdits capteurs C1 à Cj, les valeurs de réglage desdits moyens de réglage M1 et desdits moyens de réglage supplémentaires M2 à Mi permettant de minimiser lesdites vibrations de la structure. Selon l'invention : -les moyens de réglage M2 ont pour objet l'agencement de masses non représentées dans les manchons des pales 2 ; -les moyens de réglage M3 sont destinés à régler la longueur de la bielle de pas 10 de chaque pale 2, comme représenté sur la figure 3 ; et -les moyens de réglage M4 servent à régler le braquage de volets com pensateurs 11 desdites pales 2, montrés sur la figure 3. En outre, l'unité de calcul 8 utilise une matrice d'influence conforme à l'invention et précisée ci-dessous pour déterminer les ordres de réglage desdits moyens de réglage. Selon l'invention, pour calculer cette matrice d'influence, on tient compte des hypothèses suivantes : -toutes les pales 2 dudit rotor présentent un comportement ; -ledit hélicoptère représente un corps solide ; et -la relation entre les valeurs de réglage et les valeurs mesurées est une relation linéaire. Les hypothèses précédentes s'appliquent en tout point de mesure des capteurs C1 à Cj et pour chaque harmonique du régime du rotor. Ainsi, un paramètre de mesure représentant une variation d'accélération Ay pour un harmonique k en un point m, due la variation AP d'un paramè- tre de réglage P, situé en un point p, s'écrit : k C étant un coefficient d'influence liant les réglages des pales et mp les vibrations de la structure. II est à noter que ce coefficient d'influence est un nombre complexe, puisque les vibrations peuvent se représenter sous forme complexe (module et phase de l'accélération). Au total, le vecteur des accélérations AF est lié au vecteur des réglages AP par la relation : AF = M AP où M est la matrice d'influence, c'est-à-dire la matrice des coefficients d'influence entre les vibrations et les réglages, déterminée pour un nombre donné de premiers harmoniques et pour des conditions de fonctionnement bien précises (par exemple déplacement au sol, vol stationnaire, vol sur des paliers à différentes vitesses,...). La détermination de la matrice d'influence se fait au cours d'une série d'essais spécifiques (sol et vol), à partir d'un hélicoptère comportant une voilure bien réglée, ce qui donne un niveau vibratoire minimal, ce niveau vibratoire minimal servant de référence. En faisant varier tour à tour chacun des paramètres de réglage du rotor (masses des manchons, bielles de pas 10, volets compensateurs 11, masses 3,4 en envergure et/ou en corde) et en enregistrant les différences de vibrations (accélérations) par rapport à la référence en plusieurs points judicieusement choisis de la cabine de l'hélicoptère, on obtient la matrice M. Celle-ci fournit donc, pour chaque configuration de fonctionnement et pour chaque harmonique, les coefficients entre chaque point de mesure et chaque paramètre de réglage. On notera que les vibrations finales sont le résultat de l'addition des vibrations élémentaires provoquées par chacun des déréglages des paramètres. La matrice d'influence M ainsi obtenue est utilisée par le dispositif 1 pour régler a voilure lorsque l'hélicoptère présente un niveau vibratoire élevé, et ceci de [a manière qui suit. On suppose que n soit le numéro du vol courant et qu'on enregistre les accélérations correspondantes rn. Si on procède alors à une modification des paramètres de réglage P (masses, bielles...), Pn étant l'en- semble de ces derniers pour le vol n et ? n+i ie mme ensemble après modification pour le vol n + 1, les accélérations rn + 1 au vol suivant n + 1 se déduisent selon l'invention de celles du vol n par la : rn + 1 = M (Pn + 1-Pn) + Fn On détermine mathématiquement l'ensemble des paramètres de réglage Pn + 1 qui rend minimal cette accélération ru + 1. Ceci est obtenu en cherchant une fonction de minimisation (par exemple par une méthode des moindres carrés) qui donne les valeurs des paramètres de réglage P qui minimisent au mieux cet écart d'accélérations, donc de vibrations. Ainsi, comme grâce à l'invention, on détermine une relation directe entre le fonctionnement du rotor et les niveaux vibratoires de la structure, on obtient des coefficients d'influence très précis pour ladite matrice d'influence, ce qui permet d'obtenir une réduction efficace des différentes vibrations de la structure. REVENDICATIONS 1. Dispositif pour réduire les vibrations engendrées sur la structure d'un aéronef à voilure tournante, notamment un héticoptère, qui comprend au moins un rotor principal d'avance et de sustentation, caractérisé en ce qu'il comporte des moyens de réglage (M1) pour régler le deuxibme mode de battement de chacune des pales (2) dudit rotor principal. 2. Dispositif selon la revendication 1, caractérisé en ce que lesdits moyens de réglage (M1) comportent des masses de réglage (3,4) susceptibles d'tre agencées dans au moins une des positions suivantes : en envergure respectivement sur lesdites pales (2) et en corde. 3. Dispositif selon la revendication 2, caractérisé en ce que lesdites masses de réglage (3,4) comportent des rondelles métalliques (5), d'épaisseur et de densité variables. 4. Dispositif selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'il comporte de plus : -une pluralité de capteurs (C1, C2, Cj) susceptibles de mesurer les va leurs de paramètres de mesure représentatifs des vibrations de ladite structure ; -des moyens de réglage suppiémentaires (M2, M3, M4, Mi) aptes 3 ré- gler, en fonction de valeurs de réglage, des paramètres de réglage sus ceptibles d'agir sur des vibrations de ladite structure ; et -une unité de calcul (8) susceptible de calculer, à partir des valeurs me surées par lesdits capteurs (C1, C2, Cj), les valeurs de réglage desdits moyens de réglage (M1) et desdits moyens de réglage supplémentaires (M2, M3, M4, Mi) permettant de minimiser les vibrations, les valeurs de réglage ainsi calculées étant appliquées auxdits moyens de réglage (M1) et auxdits moyens de réglage supplémentaires (M2, M3, M4, Mi). 5. Dispositif selon la revendication 4, caractérisé en ce que lesdits capteurs (C1, C2, Cj) comprennent au moins un accétéromètre. 6. Dispositif selon l'une des revendications 4 et 5, caractérisé en ce que lesdits moyens de réglage supplémentaires (M2, M3, M4, Mi) comportent au moins l'un des éléments suivants : -des masses auxiliaires agencées dans des manchons de pales ; -des bielles de pas (10) ; et -des volets compensateurs (11). 7. Dispositif selon l'une des revendications 4 à 6, caractérisé en ce que ladite unité de calcul (8) est un ordinateur portable. 8. Procédé pour réduire les vibrations engendrées sur la structure d'un aéronef à voilure tournante, notamment un héticoptère, procédé selon lequel : a) on mesure les valeurs de paramètres de mesure représentatifs des vibrations de ladite structure ; b) on détermine, à partir de ces valeurs mesurées, les valeurs de réglage de parambtres de réglage susceptibles de réduire et de minimiser les dites vibrations ; et c) on régie lesdits paramètres de réglage auxdites valeurs de réglage, caractérisé en ce que l'on règle, comme paramètre de réglage, au moins le deuxième mode de battement de chacune des pales (2) d'un rotor principal d'avance et de sustentation dudit aéronef à voilure tournante. 9. Procédé selon la revendication 8, caractérisé en ce que l'on règle de plus, comme paramètres de réglage, au moins l'un des paramètres suivants des pales (2) du rotor : -la valeur de masses agencées dans des manchons des pales ; -le réglage de bielles de pas (10) ; et -le réglage de volets compensateurs (11). 10. Procédé selon I'une des revendications 8 et 9, caractérisé en ce qu'à l'étape b), on détermine lesdites valeurs de réglage à I'aide d'une matrice d'influence qui est formée en tenant compte des hypothèses suivantes : -toutes les pales (2) dudit rotor principal présentent un comportement identique ; -ledit aéronef représente un corps solide ; et -la relation entre les valeurs de réglage et les valeurs mesurées est une relation linéaire. 11. Procédé selon l'une des revendications 8 à 10, caractérisé en ce qu'à l'étape b), on détermine les valeurs de réglage à I'aide d'une matrice d'influence qui est formée sur un aéronef à vibrations réduites, à partir d'une pluralité de réglages différents et de valeurs mesurées desdits paramètres de mesure qui résultent respectivement de ces différents réglages. 12. Procédé selon l'une des revendications 10 et 11, caractérisé en ce que, pour déterminer l'ensemble des valeurs de réglage Pn + 1 d'un vol n+1 déterminé, on minimise une matrice Fn+1 représen- tative desdites vibrations et obtenue à partir de 1'expression rn+1 = M (Pn+1-Pn) + Fn dans laquelle : -M est la matrice d'influence ; -Pn est l'ensemble des valeurs de réglage du vol n précédent ; et -rn est une matrice comprenant l'ensemble des valeurs de mesure dudit vol n, représentatives des vibrations et résultant des valeurs de réglage Pn.